DE69301415T2

DE69301415T2 - Einrotoriger Hubschrauber mit gemischtem Gegenwirkmomentsystem und Verfahren dem Drehmoment dieses Roters entgegenzuwirken

Info

Publication number: DE69301415T2
Application number: DE69301415T
Authority: DE
Inventors: Paul Gerhard Eglin; Philippe Alain Rollet
Original assignee: Eurocopter France SA
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 1992-04-14
Filing date: 1993-04-07
Publication date: 1996-08-01
Anticipated expiration: 2013-04-08
Also published as: EP0566452A1; US5388785A; FR2689854A1; CA2093701A1; RU2086476C1; DE69301415D1; JPH0616192A; FR2689854B1; EP0566452B1; JP3320828B2; CA2093701C

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft die Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb und einer kombinierten Gegenmomentvorrichtung, die einen Gegenmomentrotor umfaßt, der mit wenigstens einer schwenkbaren aerodynamischen Leitfläche, wie einer Seitenleitwerksklappe oder einem vollständig schwenkbaren Seitenleitwerk, verbunden ist. Sie betrifft ebenfalls ein Verfahren, um in optimaler Weise dem vom Hauptrotor auf den Hubschrauber bewirkten Drehmoment entgegenzuwirken. Diese Erfindung wird, wenn auch nicht ausschließlich, insbesondere bei Hubschraubern verwendet, deren Gegenmomentrotor vom stromlinienförmigen Typ ist.
Es ist bekannt, daß bei einem mit einem einzigen Hauptrotor für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb versehenen Hubschrauber der Rumpf dazu neigt, sich als Reaktion auf das vom Hauptrotor ausgeübte Drehmoment in die zur Drehrichtung dieses letzteren entgegengesetzte Richtung zu drehen. Es ist außerdem bekannt, daß es üblich ist, zur Beherrschung des Gegendrehmoments, dem der Rumpf unterworfen ist, einen Gegenmoment-Hilfsrotor vorzusehen, der geeignet ist, einen Querschub zu erzeugen, und von der Antriebsquelle des Hauptrotors ausgehend drehangetrieben ist. Folglich nimmt der Gegenmoment-Hilfsrotor einen Teil der Energie dieser Antriebsquelle ab.
Es folgt daher, daß es für die Leistungen des Hubschraubers vorteilhaft ist, wenn der Gegenmoment-Hilfsrotor in seiner Funktion der Gegenmoment-Seitenstabilisierung des Rumpfes unterstützt wird.
Zu diesem Zweck kann der Gegenmomentrotor beim Translationsflug mit Hilfe eines aerodynamischen Schubs, der auf ein Seitenleitwerk wirkt, das hinten am Hubschrauber vorgesehen ist, entlastet werden, wie es zum Beispiel in dem Patent US- A-2 818 224 angegeben ist. Ein solcher Schub wird üblicherweise zielt, indem für das Seitenleitwerk ein gewölbtes Profil ausgewählt und dieses mit einem bestimmten Winkel in bezug auf die Symmetrieebene des Rumpfes befestigt wird. Doch hängt für eine Festlegung des festen Seitenleitwerks der so erhaltene Schub, wenn der Hubschrauber mit Schiebeflug null fliegt, nur vom dynamischen Druck der Luft auf das Seitenleitwerk ab und ist daher nicht variierbar. Da die auszuübende Gegenmomentbelastungskraft in unterschiedlicher Weise abhängig von der Geschwindigkeit sowie abhängig von anderen Flugparametern variiert, ergibt sich, daß die optimale Entlastung des Gegenmomentrotors nur in einem einzigen Fall des Fluges praktisch möglich ist. Üblicherweise wird der Flug in Normalfluglage zum Beispiel bei einer wirtschaftlichen Reisegeschwindigkeit als Punkt der Optimierung festgehalten; der Neigungswinkel des Seitenleitwerks wird in diesem Fall so gewählt, daß der durch dieses ausgeübte Schub den Gegenmomentrotor bei der gewählten Reisegeschwindigkeit größtenteils oder insgesamt entlastet. Sobald sich die Flugbedingungen (horizontale Geschwindigkeit, vertikale Geschwindigkeit) oder die Konfiguration des Geräts (Masse, äußere Lasten (emports externes)) geändert haben, ist die Anfangseinstellung des Seitenleitwerks nicht mehr optimal und es tritt ein gewisser Leistungsverlust auf. Außerdem ist dann beim Sinkflug bei Autorotation der Schub des Seitenleitwerks überflüssig (das zu konternde Hauptrotordrehmoment ist fast Null) und muß durch einen von dem Gegenmomentrotor gelieferten negativen Schub ausgeglichen werden. Dieser negative Schub ist für die Leistung nachteilig und reduziert auf diese Weise deutlich den Regelbereich, der für die Kontrolle beim Gieren des Hubschraubers verfügbar bleibt.
Um die bei der Verwendung eines solchen festen Entlastungsseitenleitwerks auftretenden Nachteile und Beschränkungen zu vermeiden, kann von einer Seitenleitwerksklappe Gebrauch gemacht werden, die in ihrer Orientierung einstellbar ist, wie es zum Beispiel in dem Patent US-A-2 369 652 beschrieben ist. Eine solche Seitenleitwerksklappe wird manuell gesteuert, und es ist ein gyroskopisches System zur Steuerung der Gase des Motors des Hauptrotors vorgesehen, so daß die vom Motor gelieferte Leistung kontrolliert wird, um das Drehmomentgleichgewicht aufrechtzuerhalten und um zu vermeiden, daß die Auswirkungen der Leistungsänderungen des Motors zu schnell sind, um von den nötigen Nachstellungen der Gegenmomentmittel gefolgt zu werden.
Es wird bemerkt, daß das Gegenmomentsystem dieses letzteren Patents einen besonders wichtigen Nachteil zeigt, weil es die Steuerung des Hauptrotors derjenigen der Gegenmomentwirkung unterordnet. Außerdem ist es komplex, weil es ein gyroskopisches System beteiligt ist.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, diesem Nachteilen abzuhelfen.
Zu diesem Zweck besteht der Hubschrauber erfindungsgemäß aus:
- einem einzigen Hauptrotor für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb; und
- einem Gegenmomentsystem, welches umfaßt:
einen Gegenmoment-Hilfsrotor, der von Motormitteln des Hauptrotors ausgehend drehangetrieben ist und einen steuerbaren Gegenmoment-Seitenschub ausübt; und
wenigstens eine aerodynamische Leitfläche, die in ihrer Orientierung steuerbar ist und einen seitlichen Gegenmomentauftrieb erzeugt;
dadurch ausgezeichnet, daß er Mittel zum automatischen Steuern des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Leitfläche als Funktion des gemeinsamen Blattwinkels des Hauptrotors und der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers besitzt.
Die vorliegende Erfindung basiert auf der Tatsache, daß für eine gegebene Vorwärtsgeschwindigkeit der gemeinsame Blattwinkel des Hauptrotors für das von dem Hauptrotor ausgeübte Drehmoment und somit für das Gegendrehmoment auf den Rumpf, dem von dem Gegenmomentsystem entgegengewirkt werden muß, charakteristisch ist, während die Vorwärtsgeschwindigkeit für den von der aerodynamischen Leitfläche gelieferten seitlichen Auftrieb charakteristisch ist. Der gemeinsame Blattwinkel und die Vorwärtsgeschwindigkeit erscheinen somit als für das Gleichgewicht beim Gieren des Hubschraubers höchst charakteristische Parameter.
Gemäß des Verfahrens der vorliegenden Erfindung werden:
- in einer Vorbereitungsphase eine Vielzahl von Gruppen von drei Werten ermittelt und gespeichert, die jeweils einen Wert der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers, einen Wert des gemeinsamen Blattwinkels und einen Wert des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Leitfläche umfassen, für welche der vom Gegenmoment-Hilfsrotor zu liefernde Seitenschub wenigstens im wesentlichen Null ist; und
- im Flug die Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers und der gemeinsame Blattwinkel gemessen und bei der aerodynamische Leitfläche ein Ausschlag verwendet, dessen Wert wenigstens annähernd gleich demjenigen aus einer der Gruppen von drei Werten ist, in welcher die gespeicherten Werte der Vorwärtsgeschwindigkeit und des gemeinsamen Blattwinkels wenigstens annähernd gleich den entsprechenden gemessenen Werten sind.
In der Vorbereitungsphase werden vorzugsweise die Gruppen von drei Werten bei konstantem Ausschlag der aerodynamischen Leitfläche anhand von Variationen des Seitenschubs des Gegenmoment-Hilfsrotors als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit und anhand von Variationen des gemeinsamen Blattwinkels ebenfalls als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit bestimmt.
Um die so erhaltenen Informationen auszuwerten, kann mit der Vielzahl von Gruppen von drei Werten eine Tabelle mit zwei Eingaben und einer Ausgabe gebildet werden, wobei die Eingaben jeweils ein Wert der Vorwärtsgeschwindigkeit und ein Wert des gemeinsamen Blattwinkels sind, während die Ausgabe ein Wert des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche ist.
Währenddessen wird vorzugsweise anhand der Vielzahl von Gruppen von drei Werten ein mathematisches Modell aufgestellt, das den Ausschlag der aerodynamischen Leitfläche als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers und des gemeinsamen Blattwinkels des Hauptrotors liefert.
Die dieses Modell darstellende mathematische Formel kann ein Polynom sein, dessen Monome jeweils das Produkt einer Potenz der Vorwärtsgeschwindigkeit und einer Potenz des gemeinsamen Blattwinkels beinhalten.
Zu Zwecken der Vereinfachung der Berechnungen wird das mathematische Modell in einem System mit Achsen, die jeweils die Vorwärtsgeschwindigkeit und den Ausschlag der aerodynamischen Leitfläche darstellen, durch eine Schar von Kurven graphisch dargestellt, von denen jede einem Wert des gemeinsamen Blattwinkels entspricht, und jede der Kurven Gegenstand einer Annäherung durch Geradenabschnitte in Intervallen von Werten der Vorwärtsgeschwindigkeit ist. Der Ausschlagwinkel kann dann eine lineare Funktion des gemeinsamen Blattwinkels und der Vorwärtsgeschwindigkeit sein.
Die Mittel zum automatischen Steuern des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche können von den Mitteln zum Steuern des Gegenmoment-Seitenschubs, der von dem Gegenmoment- Hilfsrotor ausgeübt wird, unabhängig sein. Hingegen kann es jedoch vorteilhaft sein, daß die Mittel für die automatische Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche mit den Mitteln für die automatische Steuerung des Gegenmoment- Seitenschubs, der von dem Gegenmoment-Hilfsrotor ausgeübt wird, gekoppelt sind, damit die Verteilung der gesamten Gegenmomentwirkung optimiert werden kann.
Bei einer vorteilhaften Ausführungsform empfangen die gekoppelten Mittel für die automatische Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche und des vom Gegenmoment- Hilfsrotor ausgeübten Gegenmoment-Seitenschubs zusätzlich zum Wert des gemeinsamen Blattwinkels des Hauptrotors und der Vorwärtsgeschwindigkeit den effektiven Blattwinkel des Gegenmoment-Hilfsrotors sowie gegebenenfalls weitere Flugparameter, wie den Lenkbefehl, die Gierwinkelgeschwindigkeit, den Seitenlastfaktor, die Dichte der Luft, den Kurs, den Trimmwinkel oder den Rollwinkel.
So ist es möglich, die aerodynamische Leitfläche so zu betätigen, daß der Schub des Gegenmoment-Hilfsrotors null oder im wesentlichen null ist, wobei das Gleichgewicht beim Gieren des Hubschraubers völlig sichergestellt ist.
Eine solche aerodynamische Leitfläche kann eine Seitenleitwerksklappe sein, die zum Beispiel an einem festen Seitenleitwerk befestigt ist, das hinten am Hubschrauber angebracht ist. Sie kann ebenfalls aus einem Seitenleitwerk bestehen, das vollständig schwenkbar, d.h. in seiner Gesamtheit schwenkbar angebracht ist.
Selbstverständlich kann beim Steuern des Ausschlagwinkels mehrerer aerodynamischer Leitflächen von dem erfindungsgemäßen Verfahren Gebrauch gemacht werden. Es können zum Beispiel in erfindungsgemäßer Weise mehrere Seitenleitwerksklappen und/oder mehrere vollständig schwenkbare Seitenleitwerke gleichzeitig gesteuert werden.
Zum Beispiel weist der Hubschrauber, gegebenenfalls zusätzlich zu einer Seitenleitwerksklappe, die an einem festen hinteren Seitenleitwerk angebracht ist, seitliche Seitenleitwerke auf, die geeignet sind, den Gegenmoment-Hilfsrotor zu entlasten, und diese seitlichen Seitenleitwerke können entweder mit Seitenleitwerksklappen ausgestattet oder in vollständig schwenkbarer Weise angebracht sein, wobei die Seitenleitwerksklappen und/oder seitlichen Seitenleitwerke in einer Weise gesteuert werden, die analog zu der ist, die oben beschrieben wurde.
Bei einer Variante kann der Hubschrauber ein hinteres Doppel- Seitenleitwerk besitzen, dessen Elemente jeweils entweder mit einer Seitenleitwerksklappe versehen sind, die in der oben beschriebenen Weise gesteuert wird, oder vollständig schwenkbar angebracht sind und gemäß der Erfindung gesteuert werden.
Die Figuren der beigefügten Zeichnung machen gut verständlich, wie die Erfindung verwirklicht werden kann. In den Figuren bezeichnen Identische Bezugszeichen gleichartige Elemente.
Fig. 1 ist eine schematische Seitenansicht eines erfindungsgemäßen Hubschraubers.
Fig. 2 ist eine Draufsicht des Hubschraubers aus Fig. 1.
Fig. 3 ist ein vergrößerter Schnitt entlang der Linie III- III des hinteren Seitenleitwerks des Hubschraubers in Fig. 1.
Fig. 4 erläutert schematisch das Prinzip der vorliegenden Erfindung.
Fig. 5 zeigt ein Blockdiagramm einer ersten Ausführungsform der Gegenmomentsteuermittel gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 6 ist eine graphische Darstellung des Gesetzes des Ausschlags der Seitenleitwerksklappe als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit und des gemeinsamen Blattwinkels.
Fig. 7 und 8 zeigen in Seitenansicht bzw. Draufsicht das hintere Ende eines Doppel-Seitenleitwerks eines Hubschraubers gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 9 zeigt ein Blockdiagramm einer zweiten Ausführungsform der Gegenmomentsteuermittel gemäß der vorliegenden Erfindung.
Der Hubschrauber 1, der in Fig. 1 und 2 schematisch dargestellt ist, besitzt einen Rumpf 2, in dessen vorderem Teil die Führerkabine 3 angeordnet ist. Der Mittelteil 4 des Rumpfes weist ein Maschinenaggregat 5 auf, das geeignet ist, einen einzigen Hauptrotor 6 für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb drehanzutreiben, der aus Rotorblättern 7 zusammengesetzt ist. Der Rumpf ist nach hinten durch einen Schwanz 8 verlängert, an dessen freiem Ende ein Seitenleitwerk 9 angeordnet ist. Außerdem ist am hinteren Ende des Schwanzes 8, zum Beispiel an der Basis des Seitenleitwerks 9 ein Gegenmomentrotor 10 mit variablem Blattwinkel vorgesehen, der von dem Maschinenaggregat 5 ausgehend über eine Drehwelle 11 drehangetrieben ist und Rotorblätter 12 besitzt. Vorzugsweise ist der Gegenmomentrotor 10 stromlinienförmig, wobei der Tragkörper von der Basis des Seitenleitwerks 9 gebildet ist.
Wenn der Hauptrotor 6 sich in Richtung des Pfeils F1 (Fig. 2) dreht, wird der Hubschrauber in bekannter Weise als Reaktion in umgekehrter Richtung F2 drehangetrieben. Der Gegenmomentrotor 10 hat die Aufgabe, einen Seitenschub YRA zu erzeugen, der der Drehung des Rumpfes in die Richtung F2 entgegenwirkt und dessen Größe durch den Blattwinkel der Rotorblätter 12 gesteuert wird.
Um den Gegenmomentrotor 10 bei der Beherschung der Drehung des Rumpfes in die Richtung F2 zu unterstützen, ist das Seitenleitwerk 9 derart profiliert, daß ein seitlicher Auftrieb P erzeugt wird, wie es in Fig. 3 dargestellt ist.
Außerdem besitzt das Seitenleitwerk 9 am Rand der Hinterkante eine Seitenleitwerksklappe 14, die um eine Drehachse X-X schwenkbar ist. Wenn die Seitenleitwerksklappe 14 von ihrer neutralen Position 14N ausgehend in die Richtung F2 geschwenkt wird, um eine Position 14.I einzunehmen, erhöht sie den seitlichen Auftrieb P. Wenn dagegen die Seitenleitwerksklappe 14 in die Richtung F1 geschwenkt wird, um eine Position 14.II einzunehmen, nimmt der seitliche Auftrieb P ab.
Erfindungsgemäß ist der Ausschlagwinkel δ der Seitenleitwerksklappe 14 eine Funktion des gemeinsamen Blattwinkels DTORP der Rotorblätter 7 des Hauptrotors 6 und der Vorwärtsgeschwindigkeit V des Hubschraubers 1.
In Fig. 4 wurden übereinander in Entsprechung zwei Abszissen- und Ordinatenachsensysteme aufgezeichnet. Das erste dieser Systeme trägt als Ordinate den seitlichen Auftrieb YRA des Gegenmomentrotors 10 und als Abszisse die Vorwärtsgeschwindigkeit V des Hubschraubers 1. Das zweite Achsensystem trägt als Ordinate den gemeinsamen Blattwinkel DTORP des Hauptrotors 6 und als Abszisse ebenfalls die Vorwärtsgeschwindigkeit V des Hubschraubers 1.
In experimenteller Weise, durch Simulation oder durch Berechnung werden aufgezeichnet:
- im ersten Achsensystem für jeden der Vielzahl von Werten des Ausschlagwinkels δ der Seitenleitwerksklappe eine Kurve, die die Variation von YRA als Funktion von V liefert. So erhält man für einen Wert δi von δ eine einzelne Kurve Li aus der Kurvenschar, während man für den Wert δj von δ eine weitere einzelne Kurve Lj der Kurvenschar erhält;
- im zweiten Achsensystem die Kurve M, die für die Variation des gemeinsames Blattwinkels DTORP als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit V charakteristisch ist.
Selbstverständlich wird die optimale Nutzung der Seitenleitwerksklappe 14 erzielt, wenn der von dem Gegenmomentrotor 10 zu liefernde seitliche Auftrieb YRA Null ist. Für eine einzelne Kurve Lj entspricht diese optimale Nutzung einem Schnittpunkt aj der Kurve Lj mit der Geraden 0 entsprechend zu YRA=0. Dem Punkt aj entspricht ein Wert Vj für die Geschwindigkeit V.
Außerdem ordnet die Kurve M jedem Wert Vj der Geschwindigkeit V einen Wert DTORPj des Blattwinkels DTORP zu.
Aufgrund der Kurven Lj und M kann so ein Triplett von Werten DTORPj, Vj, δj bestimmt werden, für das der Ausschlag der Seitenleitwerksklappe 14 optimal ist.
Da ja eine Vielzahl von Kurven Li und nicht eine einzige Kurve Lj verwendet wird, wird somit selbstverständlich eine Vielzahl solcher Tripletts bestimmt.
Es wird also bemerkt, daß aufgrund dieser Vielzahl von Tripletts und durch Messung von DTORP und V der optimale Wert von δ bestimmt werden kann, der den gemessenen Werten von DTORP und V entspricht. Tatsächlich bestimmen gemessene Werte DTORPj und Vj durch einen Vorgang, der zu dem vorher beschriebenen umgekehrt ist, einen Punkt bj der Kurve M, dem der Punkt aj der Kurve Lj und somit der Wert δj des Ausschlagwinkels δ entspricht.
Die in Fig. 5 schematisch dargestellte Vorrichtung gestattet es, den optimalen Ausschlag der Seitenleitwerksklappe 14 um die Achse X-X vorzugeben. Diese Vorrichtung besitzt einen Lagesensor 15, der mit einem Steuerhebel 16 für den gemeinsamen Blattwinkel verbunden ist, der dem Piloten des Hubschraubers zur Verfügung steht, sowie einen Sensor 17 für die Vorwärtsgeschwindigkeit V des letzteren. Der von dem Sensor 15 gelieferte gemeinsame Blattwinkel DTORP und die von dem Sensor 17 gelieferte Geschwindigkeit V werden einem Rechner 18 übermittelt, der von diesen beiden Eingangsmessungen ausgehend den an der Seitenleitwerksklappe 14 zu verwendenden Wert δ des Ausschlags liefert. Dieser Wert δ wird an ein Stellglied 19 gegeben, das die Drehung der Seitenleitwerksklappe 14 um die Achse X-X steuert. Der Blattwinkel der Rotorblätter 12 des Gegenmomentrotors 10 kann also so gesteuert werden, daß der Schub YRA Null ist.
Der Rechner 18 kann eine Tabelle enthalten, die jedem Paar von gemessenen Werten DTORPi und Vi einen entsprechenden optimalen Wert δi zuordnet, wie es oben beschrieben wurde. In diesem Fall besteht die Hauptfunktion des Rechners 18 folglich darin, ein Paar von gemessenen Werten DTORPi und Vi zu empfangen, den entsprechenden Wert δi in der Tabelle zu suchen und ihn an das Stellglied 19 zu schicken.
Bei einer Variante ist es jedoch möglich, anhand der Vielzahl der Tripletts DTORPi, Vi und δi eine theoretische Funktion von zwei Variablen DTORP und V zu bestimmen, die den Ausschlagwinkel δ darstellt, wie δ = H(DTORP, V).
In diesem Fall berechnet der Rechner 18 für jedes Paar von gemessenen Werten DTORPi und Vi durch die Gleichung δi = H(DTORPi, Vi) den entsprechenden Wert δi.
Die Erfahrung und die Berechnung haben gezeigt, daß die theoretische Funktion H vorteilhafterweise eine polynomische Form des Typs aufweist:
δ = H(DTORP,V) = k1 DTORPn1.Vm1 + k2 DTORPn2.Vm2 + ... + kp DTORPnp.Vmp
in der
k1, k2, ..., kp p numerische Koeffizienten sind, die jeweils mit einem der p Monome der Funktion H verbunden sind,
n1, n2, ..., np ganzzahlige oder Bruch-Exponenten sind, die jeweils mit der Variablen DTORP der p Monome verbunden sind, und
m1, m2, ..., mp ganzzahlige oder Bruch-Exponenten sind, die jeweils mit der Variablen V der p Monome verbunden sind.
Die Funktion H(DTORP,V) kann durch die Kurvenschar Hi der Fig. 6 dargestellt werden.
In dieser Figur stellt jede Kurve Hi die Entwicklung des Ausschlags δ als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit V für einen bestimmten Wert DTORPi des gemeinsamen Blattwinkels DTORP dar.
Die Kurvenschar Hi stellt also das Gesetz H(DTORP,V) dar, das gestattet, den Seitenschub YRA des Gegenmomentrotors 10 aufzuheben.
Dieses Gesetz ist relativ kompliziert, aber es kann vereinfacht werden. Tatsächlich zeigt die Erfahrung, daß, nämlich im Falle eines stromlinienförmigen hinteren Rotors, um den Wert Null für YRA herum ein Bereich existiert, in dem die von dem Gegenmomentrotor 10 verbrauchte Gesamtenergie WTT (diese Gesamtenergie WTT umfaßt die Energie, die durch den Gegenmomentrotor 10 von dem Maschinenaggregat 5 zum Erzeugen des Seitenschubs YRA tatsächlich abgenommen wird, und die Energie, die nötig ist, um den Luftwiderstand des Gegenmomentrotors 10 zu überwinden, und ebenfalls von dem Maschinenaggregat 5 geliefert wird) praktisch konstant ist, wobei dieser Bereich dazu neigt, sich bei hoher Geschwindigkeit V zu vergrößern. Daraus folgt also, daß es nicht nötig ist, den Seitenschub YRA des Gegenmomentrotors 10 vollständig aufzuheben, sondern einfach sich bestmöglich diesem Bereich zu nähern. Wenn man die Seitenleitwerksklappe 14 über den Ausschlagwinkel, der gestattet, diese Zone zu erreichen, hinaus schwenkt, wird, was den Gegenmomentrotor 10 betrifft, nicht nur nichts an Energie gewonnen, sondern sogar aufgrund des zusätzlichen Luftwiderstands der Seitenleitwerksklappe 14 Energie verloren.
Infolgedessen können die Kurven Hi in Geschwindigkeitsintervallen durch Geradenabschnitte (lineare Funktionen) angenähert werden. Fig. 6 zeigt, daß jede Kurve Hi durch einen geraden Abschnitt Di1 zwischen der optimalen Steiggeschwindigkeit VOM und einem Wert V1 von V, zwischen dem Wert V1 und einem zweiten Wert V2 durch einen geraden Abschnitt Di2 und zwischen dem Wert V2 und der maximalen Horizontalgeschwindigkeit Vmax durch einen geraden Abschnitt Di3 anzunähern ist.
In diesem vereinfachten Fall ist die δ darstellende Funktion in jedem der Intervalle VOM-V1, V1-V2 und V2-Vmax also eine lineare Funktion von DTORP und V vom Typ
δ = A DTORP + B V
wobei A und B konstante Koeffizienten sind.
Die Größe des Ausschlags δ kann in der positiven Richtung (Position 14I) in der Größenordnung 30 bis 40 Grad und in der negativen Richtung (Position 14II) in der Größenordnung -10 bis -15 Grad sein. Die Außenweiten des Ausschlags sind durch Anschläge (nicht dargestellt) begrenzt. Selbstverständlich kann das Stellglied 19 elektrisch oder hydraulisch sein.
So
- kann in Normalfluglage des Hubschraubers 1 bei Geschwindigkeiten V zwischen der Geschwindigkeit mit minimaler Energie (VOM) und der maximalen Geschwindigkeit bei Normallage (Vmax) die Klappe 14 fast die gesamte Gegenmoment-Belastungskraft sicherstellen, und der hintere Rotor 10 kann praktisch mit einem Schub YRA von Null arbeiten, was daher eine Minimierung der für den Flug nötigen Gesamtenergie in diesem ganzen Geschwindigkeitsbereich zur Folge hat. Es kann tatsächlich gezeigt werden, daß die durch den von der Klappe 14 induzierten Luftwiderstand verbrauchte Energie weit geringer als diejenige ist, die nötig wäre, um dasselbe Gleichgewicht unter alleiniger Modulierung des Schubs YRA des hinteren Rotors zu erhalten;
- beim Steigflug:
kann bei großer Horizontalgeschwindigkeit V die Wirkung der Klappe 14 (in einer Position 14.I) ausreichend effizient sein, um weiterhin eine fast vollständige Entlastung des hinteren Rotors 10 für alle mit der eingebauten Motorisierung möglichen vertikalen Geschwindigkeiten sicherzustellen,
kommt für Horizontalgeschwindigkeiten V nahe der optimalen Steiggeschwindigkeiten VOM die Klappe 14 in der positiven Richtung schnell am Anschlag an, sofern die vertikale Geschwindigkeit positiv ist. Die Entlastung ist somit nur teilweise und der relative Wert in dem Maße immer weniger bedeutend wie sich die vertikale Geschwindigkeit erhöht. Es bleibt jedoch dabei, daß die Wirkung der Klappe 14 auf die beim Steigflug nötige Gesamtenergie vorteilhaft bleibt, was für ein gegebenes Energieniveau einen bedeutenden Gewinn an vertikaler Geschwindigkeit bringt, der sich durch einen Gewinn an abhebbarer Masse äußern kann, wenn bei einem Motor die kritische Bedingung der Steigungsbetrag ist;
- beim Sinkflug und bei Autorotation vermeidet die automatische Verringerung des Auftriebs des Seitenleitwerks durch die Wirkung der Klappe (in einer Position 14.II), daß mit Hilfe des Gegenmomentrotors 10 ein negativer Schub YRA erzeugt werden muß. Dies erhöht den am Steuerknüppel verfügbaren Steuerbereich und gestattet auch in gewissem Maß, den Bereich des negativen Blattwinkels des Gegenmomentrotors zu begrenzen. Die Tatsache, daß bei der Autorotation kein negativer Schub durch den hinteren Rotor erzeugt werden muß, erhöht die Gleitzahl des Hubschraubers in dieser Flugphase.
Es ist also zu sehen, daß aufgrund der Erfindung Leistungsgewinne erhaltenen werden, nämlich was
- die vertikale Steiggeschwindigkeit bei der optimalen Steiggeschwindigkeit VOM,
- die maximale Horizontalfluggeschwindigkeit Vmax,
- die abhebbare Masse
betrifft.
Was die gemessene Vorwärtsgeschwindigkeit V betrifft, ist es vorteilhaft, die registrierte Fluggeschwindigkeit gegen Luft (indicated air speed) zu verwenden, da ja diese registrierte Fluggeschwindigkeit gegen Luft im allgemeinen an Bord von Hubschraubern gemessen wird. Tatsächlich wird die Geschwindigkeit VTAS (true air speed), die die tatsächliche Geschwindigkeit des Hubschraubers in bezug auf die Luft ist, im allgemeinen nicht gemessen. Es ist jedoch bekannt, daß die Geschwindigkeit VTAS und die registrierte Fluggeschwindigkeit gegen Luft über die Dichte der Luft verknüpft sind.
Die Seitenleitwerksklappe 14 kann von jedem bekannten Typ sein. Sie kann eine einfache Klappe (plain flap) oder eine geschlitzte Klappe (slotted flap) sein. Eine geschlitzte Klappe ist interessant, um beim Steigflug mit der optimalen Geschwindigkeit VOM große Entlastungen des Gegenmomentrotors 10 zu erhalten.
Wie es in den Fig. 1 und 2 dargestellt ist, kann der Hubschrauber seitliche Seitenleitwerke 20 und 21 besitzen, die einen zusätzlichen aerodynamischen Beitrag mit sich bringen, der die Entlastung des Gegenmomentrotors 10 fördert. Jedes der seitlichen Seitenleitwerke 20 und 21 kann am Rand seiner Hinterkante mit einer Seitenleitwerksklappe ähnlich der Klappe 14 versehen sein und ihr Ausschlag in ähnlicher Weise gesteuert werden. Bei einer Variante könnten die seitlichen Seitenleitwerke 20 und 21 vollständig schwenkbar sein und ihr Ausschlag, wie oben angegeben, gesteuert werden.
In dem Fall, wo die seitlichen Seitenleitwerke 20 und 21 vorgesehen sind, wäre es gegebenenfalls möglich das oben beschriebene hintere, Mittelseitenleitwerk 9 nicht vorzusehen.
Bei der Ausführungsform der Fig. 7 und 8 ist das hintere, vertikale Seitenleitwerk 9 der Fig. 1 und 2 durch zwei schräge Seitenleitwerke 9A und 9B ersetzt. Wie zu sehen ist, ist jedes schräge Seitenleitwerk 9A und 9B am Rand der Hinterkante mit einer Seitenleitwerksklappe 14A oder 14B versehen, deren Ausschlag in ähnlicher Weise gesteuert wird, wie es oben für die Klappe 14 beschrieben wurde. Bei einer Variante könnte jedes schräge Seitenleitwerk 9A und 9B vollständig schwenkbar angebracht sein und gemäß der vorliegenden Erfindung gesteuert werden.
Es wird bemerkt, daß die Vorrichtung der Fig. 5 besonders einfach ist, daß sie aber zur Berechnung von nicht meßbaren oder schwer meßbaren Parametern, wie die Masse des Hubschraubers 1, die Dichte der Luft oder den Schiebeflug des Hubschraubers, nicht genommen werden kann. Nun haben diese Parameter einen Einfluß auf den gemeinsamen Blattwinkel DTORP. Bei der Vorrichtung der Fig. 5 wird auch riskiert, daß sie eine Wirkung hat, die nicht immer optimal ist.
Um die Vorrichtung der Fig. 5 zu verbessern, besitzt die Vorrichtung der Fig. 9 anstelle des Rechners 18 für den Ausschlag der Klappe 14 einen Rechner 22 für die Fluglagenregelung des Hubschraubers 1 beim Gieren.
Der Rechner 22 empfängt außer dem gemeinsamen Blattwinkel DTORP und der Vorwärtsgeschwindigkeit V:
- über einen Sensor für die Position des Steuerknüppels (nicht dargestellt) den Richtungsbefehl DDN, der von dem dem Piloten zur Verfügung stehenden Steuerknüppel kommt;
- die Gierwinkelgeschwindigkeit r und gegebenenfalls die Roll- und die Nickwinkelgeschwindigkeit,
- den Seitenlastfaktor ny,
- die Dichte der Luft , den Kurs ψ, den Trimmwinkel Θ und den Rollwinkel Φ.
Diese verschiedenen Anfangsinformationen werden gemessen und in üblicher und an Bord von Hubschraubern bekannter Weise berechnet.
Außerdem steuert der Rechner 22 für die Fluglagenregelung beim Gieren außer dem Stellglied 19 für die Seitenleitwerksklappe 14 ein Stellglied 23, das selbst den Blattwinkel θ der Rotorblätter (und somit den Schub YRA) des Gegenmomentrotors 10 steuert. Eine Rückverbindung 24 gestattet, den Blattwinkel θ der Rotorblätter 12 gleichberechtigt mit den Informationen DTORP, V, DDN, r, ny, , ψ, Θ und Φ in den Rechner 22 einzuführen.
So arbeitet die Vorrichtung der Fig. 9 prozeßgekoppelt-geschlossen und gestattet, den Einfluß der nicht meßbaren Parameter, auf die oben hingewiesen wurde, zu beseitigen. Tatsächlich gestattet es die Vorrichtung der Fig. 9, die Verteilung der Gegenmomentwirkung auf die Seitenleitwerksklappe 14 und den Gegenmomentrotor 10 bei Reduzierung des Blattwinkels θ der Rotorblätter 12 auf einen Bezugswert und unter Erhaltung des Seitengleichgewichts des Hubschraubers 1 zu optimieren. Diese Vorrichtung betätigt anhand des bei dem Gegenmomentrotor 10 verwendeten Maßes des tatsächlichen Blattwinkels θ die Seitenleitwerksklappe 14 gemäß eines Gesetzes vom Selbsttrimmtyp, bis das Gleichgewicht beim Gieren mit dem Blattwinkel des Gegenmomentrotors erreicht wird, der einen Schub von Null oder im wesentlichen Null liefert. Es wird bemerkt, daß bei einem stromlinienförmigen Gegenmomentrotor dieser Blattwinkel fast unabhängig von der Geschwindigkeit ist.
Abhängig vom Bau der Flugsteuerungen (mechanische, elektrische) und dem Vorhandensein (oder dem Nichtvorhandensein) eines Systems zur automatischen Fluglagenregelung kann der praktische Aufbau der Vorrichtungen der Fig. 5 und 9 zahlreiche Formen annehmen.
Außerdem ist es möglich, durch die Wahl der Wirkglieder 19 und 23 Steuervorrichtungen mit langsamer oder schneller Dynamik zu erhalten. Vorrichtungen mit schneller Dynamik können es gestatten, die Stabilität beim Gieren und die Manövrierbarkeit des Hubschraubers 1 zu verbessern.
Aus dem vorangehenden versteht man leicht, daß die Klappe 14 von Fig. 5 und 9 durch ein Seitenleitwerk 9, 20, 21 ohne Seitenleitwerksklappe ersetzt werden kann, das vollständig schwenkbar gemacht ist. Obwohl in diesen Fig. 5 und 9 eine einzige Klappe 14 dargestellt wurde, versteht sich ebenfalls von selbst, daß mehrere Klappen 14 (oder mehrere vollständig schwenkbare Seitenleitwerke) von den Steuermitteln 18 und 22 gleichzeitig gesteuert werden können.

Claims

1. Hubschrauber (1) mit:

- einem einzigen Hauptrotor (6) für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb; und

- einem Gegenmomentsystem, welches umfaßt:

einen Gegenmoment-Hilfsrotor (10), der von Motormitteln (5) des Hauptrotors (6) ausgehend drehangetrieben ist und einen steuerbaren Gegenmoment-Seitenschub (YRA) ausübt; und

wenigstens eine aerodynamische Leitfläche (14, 14A, 14B), die in ihrer Orientierung steuerbar ist und einen seitlichen Gegenmomentauftrieb erzeugt;

dadurch gekennzeichnet, daß er Mittel (18, 19, 22) zum automatischen Steuern des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Leitfläche (14, 14A, 14B) als Funktion des gemeinsamen Blattwinkels (DTORP) des Hauptrotors (6) und der Vorwärtsgeschwindigkeit (V) des Hubschraubers besitzt.

2. Hubschrauber (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (18, 19) zur automatischen Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche (14) von den Steuerungsmitteln (23) für den Gegenmoment- Seitenschub (YRA) unabhängig sind, der von dem Gegenmoment-Hilfsrotor (10) ausgeübt wird.

3. Hubschrauber (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (22, 19) zur automatischen Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche (14) an die Mitteln (23) zur automatischen Steuerung des Gegenmoment-Seitenschubs (YRA) gekoppelt sind, der von dem Gegenmoment-Hilfsrotor (10) ausgeübt wird.

4. Hubschrauber (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die gekoppelten Steuerungsmittel (22, 19, 23) den effektiven Blattwinkel (θ) des Gegenmoment-Hilfsrotors (10) empfangen.

5. Hubschrauber (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die gekoppelten Mittel (22, 19, 23) zur automatischen Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche (14) und des Gegenmoment-Seitenschubs (YRA), der von dem Gegenmoment-Hilfsrotor ausgeübt wird, zusätzlich zum Wert des gemeinsamen Blattwinkels des Hauptrotors, der Vorwärtsgeschwindigkeit und des effektiven Blattwinkels des Gegenmoment-Hilfsrotors, weitere Flugparameter empfangen, wie den Lenkbefehl (DDN), die Gierwinkelgeschwindigkeit (r), den Seitenlastfaktor (ny), die Dichte der Luft ( ), den Kurs (ψ), den Trimmwinkel (Θ) und den Rollwinkel (Φ).

6. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die aerodynamische Leitfläche eine Seitenleitwerksklappe ist.

7. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die aerodynamische Leitfläche ein vollständig schwenkbares Seitenleitwerk ist.

8. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß er mehrere aerodynamische Leitflächen umfaßt, die von den Mitteln (18, 19, 22) zur automatischen Steuerung des Ausschlagwinkels gesteuert werden.

9. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß er seitliche Seitenleitwerke (20, 21) umfaßt, die geeignet sind, den Gegenmoment- Hilfsrotor zu entlasten.

10. Hubschrauber (1) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die seitlichen Seitenleitwerke (20, 21) mit Seitenleitwerksklappen ausgerüstet sind, die von den Mitteln (18, 19, 22) zur automatischen Steuerung des Ausschlags gesteuert werden.

11. Hubschrauber (1) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die seitlichen Seitenleitwerke (20, 21) vollständig schwenkbar angebracht sind und von den Mitteln (18, 19, 22) zur automatischen Steuerung des Ausschlagwinkels gesteuert werden.

12. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß er ein hinteres Doppel-Seitenleitwerk (9A, 9B) umfaßt, dessen jeweiliges Element (9A oder 9B) mit einer Seitenleitwerksklappe (14A oder 14B) versehen ist, die von den Mitteln (18, 19, 22) zur automatischen Steuerung des Ausschlagwinkels gesteuert wird.

13. Hubschrauber (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß er ein hinteres Doppel-Seitenleitwerk (9A, 9B) umfaßt, dessen jeweiliges Element (9A oder 9B) vollständig schwenkbar angebracht ist und von den Mitteln (18, 19, 22) zur automatischen Steuerung des Ausschlagwinkels gesteuert wird.

14. Verfahren, dem Drehmoment entgegenzuwirken, das von einem einzelnen Hauptrotor (6) für die Vorwärtsbewegung und den Auftrieb auf einen Hubschrauber (1) ausgeübt wird, der ein Gegenmomentsystem besitzt, welches umfaßt:

- einen Gegenmoment-Hilfsrotor (10), der von Motormitteln (5) des Hauptrotors (6) ausgehend drehangetrieben ist und einen steuerbaren Gegenmoment-Seitenschub (YRA) ausübt; und

- wenigstens eine aerodynamische Leitfläche (14, 14A, 14B), die in ihrer Orientierung steuerbar ist und einen seitlichen Gegenmomentauftrieb erzeugt;

dadurch gekennzeichnet, daß:

- in einer Vorbereitungsphase eine Vielzahl von Gruppen von drei Werten ermittelt und gespeichert werden, die jeweils einen Wert (Vj) der Vorwärtsgeschwindigkeit (V) des Hubschraubers, einen Wert (DTORPj) des gemeinsamen Blattwinkels (DTROP) und einen Wert (δj) des Ausschlagwinkels (δ) der aerodynamischen Leitfläche umfaßt, für welche der vom Gegenmoment-Hilfsrotor (10) gelieferte Seitenschub (YRA) wenigstens im wesentlichen Null ist; und

- im Flug die Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers und der gemeinsame Blattwinkel gemessen wird und bei der aerodynamischen Leitfläche ein Ausschlag verwendet wird, dessen Wert wenigstens annähernd gleich demjenigen aus einer der Gruppen von drei Werten ist, in welcher die gespeicherten Werte der Vorwärtsgeschwindigkeit und des gemeinsamen Blattwinkels wenigstens annähernd gleich den entsprechenden gemessenen Werten sind.

15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß in der Vorbereitungsphase die Gruppen von drei Werten bei konstantem Ausschlag der aerodynamischen Leitfläche anhand von Variationen des Seitenschubs (YRA) des Gegenmoment-Hilfsrotors als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit und anhand von Variationen des gemeinsamen Blattwinkels als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit bestimmt werden.

16. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, daß mit der Vielzahl der Gruppen von drei Werten eine Tabelle mit zwei Eingaben und einer Ausgabe gebildet wird, wobei die Eingaben jeweils ein Wert der Vorwärtsgeschwindigkeit und ein Wert des gemeinsamen Blattwinkels sind, während die Ausgabe ein Wert des Ausschlags der aerodynamischen Leitfläche ist.

17. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, daß ausgehend von der Vielzahl der Gruppen von drei Werten ein mathematisches Modell aufgestellt wird, das den Ausschlag der aerodynamisch wirksamen Leitfläche als Funktion der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers und des gemeinsamen Blattwinkels des Hauptrotors liefert.

18. Verfahren nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die das Modell darstellende mathematische Formel ein Polynom ist, dessen Monome jeweils das Produkt einer Potenz der Vorwärtsgeschwindigkeit und einer Potenz des gemeinsamen Blattwinkels beinhaltet.

19. Verfahren nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß das mathematische Modell in einem System mit Achsen, die jeweils die Vorwärtsgeschwindigkeit und den Ausschlag der aerodynamischen Leitfläche darstellen, durch eine Schar von Kurven graphisch dargestellt wird, von denen jede einem Wert des gemeinsamen Blattwinkels entspricht, und dadurch, daß jede der Kurven (Hi(DTORPi)) Gegenstand einer Annäherung durch Geradenabschnitte (Di1, Di2, Di3) in Intervallen von Werten der Vorwärtsgeschwindigkeit ist.

20. Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß in jedem der Intervalle von Werten der Vorwärtsgeschwindigkeit der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Leitfläche eine lineare Funktion des gemeinsamen Blattwinkels und der Vorwärtsgeschwindigkeit ist.