[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

WO2005087587A1 - Drehflügler, rotorsystem und steuerung - Google Patents

Drehflügler, rotorsystem und steuerung Download PDF

Info

Publication number
WO2005087587A1
WO2005087587A1 PCT/IB2005/050832 IB2005050832W WO2005087587A1 WO 2005087587 A1 WO2005087587 A1 WO 2005087587A1 IB 2005050832 W IB2005050832 W IB 2005050832W WO 2005087587 A1 WO2005087587 A1 WO 2005087587A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotor
blade
movement
force
rotation
Prior art date
Application number
PCT/IB2005/050832
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Stefan Reich
Original Assignee
Stefan Reich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Stefan Reich filed Critical Stefan Reich
Publication of WO2005087587A1 publication Critical patent/WO2005087587A1/de

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust

Definitions

  • the invention relates to a rotary wing aircraft, a rotor system and a method for control, in particular by means of adjustment on the rotor and furthermore in particular for cyclical control of the rotor blades, with which the air forces that occur are influenced.
  • the buoyancy is usually changed by adjusting the pitch of the rotor blades, a collective blade adjustment with the same direction blade pitch being used to control the climb and / or a cyclical blade adjustment with usually opposite displacement adjustment on opposite rotor blades to control the flight tendency (pitch, roll) serves.
  • This control is usually carried out via a swash plate, which is variably inclined and mechanically transfers its inclination to the rotating part, so that individual main rotor blades are cyclically adjusted according to the rotation.
  • the mechanics required are complex;
  • Another disadvantage is the susceptibility to malfunction and instability, particularly in relation to adjustments to the adjustment, which is why regular trimming is necessary.
  • Another disadvantage is the additional weight, especially in the case of small remote-controlled hydrofoils, such as those used as drones, for aerial photography or as toys.
  • WO 96/01503 A describes a piezoelectric actuator for setting the rotor blade inclination, which can rotate with it.
  • One problem is its short travel range and the transmission of the electrical connection.
  • WO 02/070094 A and DE 101 25 734 A describe a remotely controllable aircraft with at least one rotor blade, the setting angle of which can be adjusted with a coil by means of an electromagnetically generated torsional force.
  • the weight of the electromagnetic device is less. Nevertheless, a separate device is required, which has its own weight and power consumption.
  • WO 2003 03 9950 A describes helicopter propellers with self-stabilizing properties, in which centrifugal forces are intended to counteract the inclined position when the incline rises. Control is not possible in this way.
  • No. 3,999,886 A describes a rotor blade in which the angle of attack is controlled by a deflection of the blade in order to dampen resonances, that is to say to improve the dynamic stability against parasitic vibrations.
  • a cyclical blade adjustment or a variation in the driving force is not affected.
  • the bends occurring on the rotor blade are caused exclusively by vibrations and resonances, e.g. occur due to structural coupling between fuselage and rotor and should be avoided if possible.
  • DE 43 16712 A1 and DE 1 202649 A describe self-regulating propellers in which a torsionally soft zone or a hinge on the blade base makes it possible to adjust the pitch depending on the thrust force. Until this adjustment takes place, the changed aerodynamic thrust has to occur due to a change in speed, then the blades bend due to their thrust. If one were to apply this principle to a lift-generating rotor of a helicopter, the same disadvantage of deceleration explained above would occur.
  • This is particularly desirable for miniature helicopters, e.g. can be used for the hobby area, as toys and for educational purposes.
  • a rotation about a rotor axis for controlling the air forces on the rotor is accelerated or varied cyclically and / or in particular non-cyclically; the variation can in particular be a torque transmitted via a rotor shaft or another rotation quantity relating to the rotor rotation, for example the driving force.
  • At least part of a rotor is designed, suspended or articulated in such a way that it reacts to the resulting changes in the amount of rotation with a movement influencing the aerodynamic forces relative to or in addition to its original rotation about the rotor axis.
  • a cyclically variable air force influencing device provided on a supporting rotor or propeller is provided, the air force influencing device being designed such that it responds to cyclic changes in the torque or speed driving the rotor.
  • the device which influences the air force for example a rotor blade with cyclic blade adjustment, can react in particular to a change in the driving force with which the rotor rotation is also driven.
  • the driving force or a part thereof can be initiated or redirected as a force that displaces the blade.
  • the force can be taken from the rotor. Any components for transmitting a control signal to the rotor can thus be omitted.
  • the control signal can be given via the cyclical variation of a parameter relating to the driving force;
  • a variable rotor drive force is provided for vertical control, a device being provided on the rotor, which is suitable for mechanically redirecting a torque transmitted to the rotor directly into a rotor blade inclination that influences the lift.
  • the redirection can advantageously take place without detours, ie it does not have to react via centrifugal forces or air forces, and therefore works without delay.
  • a simple possibility for generating a cyclic and / or non-cyclic variation according to the invention is to cyclically and / or non-cyclically modulate the voltage or the current of a driving electric motor as a function of a control signal.
  • a scanning device can be provided on the rotor.
  • the scanning signals are then fed to a control device which controls the voltage or the current of the electric motor.
  • the torque can thus be varied depending on the desired control movement.
  • the changes are transmitted to the rotor and can be exploited there, for example as a force that adjusts the rotor blade, which can be done by a simple mechanical deflection or introduction within the rotor.
  • Another option is an additional encoder that is coupled to the rotor drive and feeds an additional force or an additional movement.
  • Cyclic changes enable horizontal control. It is sufficient here if the rotor responds to the given change with a slight geometric asymmetry by means of a corresponding design.
  • Non-cyclical, i.e. continuous changes enable vertical control.
  • Components for transmitting a control signal to the rotor can be omitted; the rotation of the rotor shaft itself transmits the control signal.
  • a parameter of the driving force, or generally a rotation quantity transmitted to the rotor can be varied; this can be a rotational force (also called torque or torsion) and / or the rotational speed (also called angular velocity or rotational speed) and / or rotational acceleration. Since these variables are causally related to one another, if one variable is varied, the other are also varied; Accordingly, the terms torque and rotational acceleration used here are to be understood generally.
  • the torque changes generated are at least partially redirected or coupled into a rotor blade or other movable rotor part in such a way that its angle of attack or another aerodynamically effective variable is articulated or varied.
  • the rotor can be constructed in such a way that it reacts to changes in a torque given to the rotor with an aerodynamically effective change, for example by adjusting its blades.
  • At least a part of the rotation quantity can be deflected mechanically in such a way that the rotor or part of it is set into an additional movement; this additional movement can influence an air force in amount and / or direction.
  • the coupling or redirection can take place by means of a separate mechanism provided on the rotor, for example as in the exemplary embodiment according to FIG. 11, or simply in that the movable part itself effects the coupling by suitably aligning the degree of freedom of its movement.
  • a rotating mass can be movably suspended, so that it is set into a movement that occurs in addition to the rotational movement.
  • the movement can be coupled to a rotor blade, or can be carried out by the blade as a movable mass itself.
  • At least a portion of the induced movement is thus, directly or via mechanical coupling, taken part of or transferred to at least part of a rotor blade in such a way that at least one aerodynamically effective parameter varies.
  • the present invention enables a fully controllable helicopter without any servo motors or other actuators. Are also no push rods, Sliding contacts or the like are required. The weight can be reduced to a minimum.
  • the implementation is very simple, especially since the acceleration forces that are required or occur on the device and air only make up a small proportion.
  • the invention also makes it possible to build an aircraft which can be controlled in all directions of movement using only a single motor, for which purpose missiles which are tailless or which rotate in themselves are particularly suitable. There are advantages for remote-controlled missiles.
  • the aerodynamic force to be varied need not necessarily be the amount of lift; alternatively or additionally, it can also be a change in direction of the buoyancy force, a shift in the point of application or pressure point or an air resistance, as explained further below and in connection with FIG. 2.
  • cyclical changes for thrust control and / or non-cyclical changes for inclination control can be provided.
  • angle of attack control for example, a rotor blade can be attached or articulated in such a way that it tends to a larger angle of attack in the event of an instantaneous torque increase or positive rotational acceleration and vice versa in the direction of a smaller angle of attack in the case of temporarily weaker torque or negative rotational acceleration.
  • an opposite movement is also possible.
  • a second, opposite rotor blade can perform opposite movements, which supports an inclination control with cyclic blade adjustment, for example as in the exemplary embodiments according to FIGS. 1, 3, 4, 5, 7-10.
  • the driving force for vertical control can be increased or decreased non-cyclically.
  • a blade adjustment according to the invention can also be carried out collectively.
  • the above second rotor blade can be controlled in the same direction as the first blade, so that both increase their angle of attack as the torque increases.
  • Conventional rotor blades also bend, for example as a result of the lift generated, but not in such a way that it causes a relevant aerodynamic change in force that could be used for control purposes.
  • At least one rotor blade can perform an additional movement in addition to the rotor rotation.
  • a joint can be provided which allows mobility, e.g. compared to the rest of the rotor or to the rotor axis.
  • the joint can also be formed by flexible material.
  • An elastic or flexible section can be provided as a suspension for at least part of the rotor blade.
  • the rotor blade is flexible in itself. With a suitable choice of the degrees of freedom, as described below, it can easily be achieved that changes in the torque induce an additional movement of the rotor blades - in addition to their normal rotary movement.
  • the rotor and its parts will counteract the changes during rotational accelerations.
  • the reason for this can be, on the one hand, the aerodynamic resistance and, on the other hand, the inertia of the rotor and / or a part thereof, for example a moving weight.
  • the one on the path between the drive and the driven rotor The force transmitted or the rotor part in question therefore varies and can be used for the articulation in many ways, namely both the part resulting from inertia as an acceleration force and the part of the force generated by aerodynamics or both.
  • a mass can be provided on the rotor in order to utilize the acceleration force; this can also be used directly on a rotor blade, or the weight of the blade itself can be used.
  • the mass can be attached to the rotor shaft at least to a limited extent in a movable or flexible manner, for example as in the exemplary embodiments according to FIGS. 3, 6, 7, 8 and 9, via an inclined tilting axis.
  • Rotational accelerations induce forces and / or movements of the weight relative to the rotor shaft.
  • These movements can be coupled to at least one rotor blade, that is to say initiated or deflected into an aerodynamically effective movement of the rotor blade.
  • the coupling can take place mechanically, for example via a linkage or by the weight being directly on the rotor blade or being provided thereon.
  • Another option is to tap the torque of the motor where it is transferred to the rotor or a larger part of it, and from there to couple a linkage, for example with a mechanism attached to the rotor, which at least partially absorbs and redirects the torque , Seen from the rotating rotor, this situation can be described in such a way that a restricted torsional movement of the rotor shaft relative to the rotor is permitted, which drives the cyclical articulation.
  • Conventional linkages or any mechanical transmission means can be used for the articulation.
  • Another possibility is to influence the air force indirectly from the driving force.
  • different blades can have a different distribution of their bending elasticity along their blade depth. With increased torque, both blades get more lift after acceleration and bend upwards. One of the blades bends more along its rear edge than the other, which results in a different angle of attack at the outer blade ends. After half a turn, the drive can be reduced accordingly and make an opposite difference.
  • auxiliary blade known as a Hiller paddle
  • rotor blade also includes auxiliary paddles.
  • the rotational accelerations generated can be used, initiated or redirected for an aerodynamically effective adjustment.
  • a device suitable for this purpose can be provided on the force transmission path, on which the force of a drive motor is transmitted to the rotor or at least to a part thereof, the part absorbing at least part of a counterforce.
  • This device can react to rotational accelerations or changes in torque. It can consist of a mechanical articulation device which articulates an air force influencing device in the rotor, or it can consist of the air force influencing device itself.
  • the force path of the counter torque is included in the possibilities, especially if the rotary wing has a second counter-rotating rotor that absorbs the counter torque.
  • the invention is particularly suitable for being implemented as a construction and / or retrofit kit for rotary wing aircraft, comprising components for building or retrofitting a rotary wing aircraft with the features according to the invention.
  • Various exemplary embodiments of the invention are illustrated below with reference to FIGS. 1 to 11. Parts that are the same in different figures are provided with the same reference symbols.
  • FIG. 1 A rotary wing
  • Figure 2 A rotor in plan view
  • Figure 8 A rotor with an inclined pendulum axis
  • Figure 9 A rotating rotor with counter rotor
  • Figure 10 A rotor with an outer ring
  • Figure 11 A rotor with a torsion piece.
  • FIG 1 shows an embodiment of a rotary wing aircraft according to the invention with supporting rotor blades 20 and 30, which are not torsionally rigid but allow a certain rotation.
  • the wing 20 leads ahead of the weight 23 attached above and thus increases its setting angle and its lift.
  • a weight 33 is attached below the wing 30 and leads to a reduction in the setting angle and the lift.
  • the control electronics 6 reduce the engine power by the amount by which it was increased previously, so that the average given power and the total lift remain the same.
  • the weights 23, 33 can be enclosed by a casing body (not shown). This can have the same shape at both ends of the sheet.
  • the control electronics 6 receives on the one hand a synchronization signal from the scanning device 5, which synchronously scans the rotor rotation, and on the other hand a control signal received via a remote control (not shown).
  • the control electronics 6 generate a cyclically modulated motor supply voltage.
  • the modulation stroke can be defined by the strength of the tax deflection sent; the phase position generated in relation to the synchronization signal can be defined by the direction of the control signal. If the rotor rotation is sensed from the ground (not shown), this results in a simpler control behavior with a control direction that is independent of the fuselage direction.
  • FIG. 2 shows a top view of a rotor with a rotor blade 30 fixedly attached to a center piece 10 and a further rotor blade 20 which is attached to the center piece 10 via a flexible transition point 21.
  • the flexibility can be achieved by local narrowing of the material or by a separate hinge device.
  • the rotor blade 20 remains briefly in relation to its central position (position 20a). After a rotation of 180 degrees, the driving torque is reduced and the rotor blade 20 leads again (position 20b). Due to its inertia and / or a bias set up in the suspension 21, the advance can be approximately the same amplitude done like staying behind. Periodic swiveling back and forth causes variation of the lift location, and displacement of the lift center of the rotor relative to the center of rotation or the center of gravity of the missile and thus a flight tendency, i.e. pitching and / or rolling movement.
  • FIG. 3 shows an exemplary embodiment in which a part of the torque is deflected into a force that changes the angle of attack.
  • Rotor blade 20 is connected to center piece 10 via a flexible point 21 such that it can perform tilting movements about imaginary axis 22. The flexibility can be achieved as described in FIG. 2.
  • the connection point 21 is stiff enough to limit the amplitude of the tilting movement.
  • the second rotor blade 30 is fastened with a corresponding device 31.
  • the axis 22 is inclined upwards by the angle ⁇ with respect to the longitudinal direction of the blade. The inclination has the effect that a portion of the torque transmitted from the central piece 10 to the rotor blade 20 is redirected into the tilting movement when the latter changes.
  • the inclination ⁇ thus brings about a dynamic coupling of the two rotations to one another.
  • the axis 32 can be inclined downwards in opposite directions, so that the angle of attack there varies simultaneously in the opposite direction.
  • the axes 22 and 32 are aligned offset by a lead angle ⁇ in the running direction. This means that an increase in the angle of attack is accompanied by a simultaneous folding down of the rotor blades and vice versa. This takes place regardless of whether the torque had to be increased or decreased for this.
  • the fact that the axis comes to rest in front of the pressure point of the rotor blade and thus achieves dynamic stability.
  • the resulting pendulum movement ensures that the rotor blade experiences a restoring force like a pendulum due to the centrifugal force of its mass, which supports the rigidity of the suspension 21 and also enables the resulting resonance frequency to be adjusted to a variable number of revolutions.
  • a stabilizer weight can be provided at one location leading and unloading transversely to the rotor blade.
  • FIG. 4 shows a top view of an exemplary embodiment (only the rotor shown), the rotor blades of which are connected on the outside to a ring 11.
  • the rotor blades 20 and 30 experience a tensile force along the blade via their inner suspension 21 and 31.
  • the tensile force engages in a front elastic lever 24 and a rear elastic lever 25 and is diverted there in such a way that the front leaf side rises and the rear one lowers, since lever 24 is attached to the outer ring 11 further up than lever 25 is.
  • the tip of the opposing rotor blade 30 can be attached to the ring with levers 34 and 35 shaped in reverse, so that the angle of attack there is reduced at the same time.
  • the remaining rotor blades 40 and 50 can be attached in such a way that the force coupling described does not take place there.
  • the motor power (not shown) can be controlled as in FIG. 1 or FIG. 6.
  • Figure 5 shows a similar embodiment with the difference that the torque instead of a tensile force transmits a movement to the rotor blades in such a way that its inner end can lead the rotary movement with increasing torque and accordingly its outer end tilts so that the front lever 24 compressed and the rear lever 25 is pulled apart. Because both levers open below the ring, wing 20 increases its angle of attack. The same applies to wing 30 and its lever 34 and 35 attached above.
  • the control of the motor force (not shown) can take place as in FIG. 1 or FIG. 6.
  • FIG. 6 shows a top view of a rotary wing which contains a rotor 4 and a counter-rotating counter-rotor 3.
  • the drive control 6 and optionally the entire remaining missile can be attached to the counter rotor.
  • the blade adjustment is provided on a rotor blade 20 of the counter rotor 3. It includes a flexible suspension for a tilting movement about an axis 27 and the push rod 8 for articulation is coupled on the one hand to the motor 2 and on the other hand to the rotor blade 20.
  • Linkage rod 8 can be an attenuator, for example an oil-filled one.
  • the drive control 6 receives a synchronization signal from the scanning device 5, the opposite station of which is located on the ground.
  • a blade control In connection with a counter rotor, a blade control according to the previous figures is also suitable and can be used or provided for blades of the counter rotor and / or the rotor 4.
  • FIG. 7 shows an embodiment in which two opposite blades are constructed as a unit 75 and are movable together about an axis 22, which implies changes in the opposing angle of attack, for example by means of a bending hinge attached to the central piece 10.
  • its axis 22 is inclined by an angle ⁇ , so that a portion tan ⁇ of the driving torque for the blade adjustment is not steered or initiated. 5 ° is suitable as the angle ⁇ ; 2 to 30 ° are also suitable.
  • weights 71 and 72 are attached to the sheet unit in a projecting manner.
  • the term "transverse" contains an essential component perpendicular to the longitudinal axis of the blade, but not necessarily exactly perpendicular.
  • the weights also have a gyroscopic stabilizing effect. They can be attached to a stabilizer bar 73 known from model helicopters or consist thereof.
  • the deflection of the cyclical rotational acceleration into the pitch-adjusting inclination is carried out as in FIG. 3 by the angle a; but here using the moments of inertia of both sheet unit 75 and the weights.
  • one of the weights 72 is arranged higher than the other 71, based on a symmetrically neutral sheet position.
  • the height difference is dimensioned such that, with the centrifugal force, a torque acts about the tilt axis 22, which is just as strong and has the opposite effect as the torque introduced due to the permanent mean drive torque, so that this is balanced, advantageously both Torques also depend quadratically on the speed.
  • the central section 77 of the blade unit 75 can be designed to be torsionally flexible, for example through the narrower point shown.
  • the upper hinge halves 78, 79 act as levers and increase the angle of attack of both blades with increasing torque. Because the rotation is braked more with a higher angle of attack, which increases the torque even more, this results in positive feedback.
  • the strength of the effect can be adjusted by suitable adjustment, for example via the lever length and the stiffness at 77, in such a way that effective load changes with very little speed change and therefore very quickly are possible.
  • Figure 8 shows a similar embodiment; in contrast to FIG. 7, only the pendulum axis 22 of the stabilizer rod 73 is inclined by the angle ⁇ ; the tilt axis 80 of the rotor blades 75 is separate and orthogonal to the rotor shaft.
  • Push rod 82 is provided for coupling. 3 ° is a good angle ⁇ ; 1 to 10 ° are also useful.
  • This arrangement has the advantage over FIG. 7 that the continuously existing torque applied to generate lift is not involved in the pitch adjustment; since only the portion of the torque originating from the drive applied for the cyclical acceleration of the weights 71, 72 is deflected into a control movement via the inclined pendulum axis 22.
  • a rubber hose 81 serves as an elastic connection between the rotor shaft 84 and the center piece 10.
  • the elasticity also includes torsional movements, so that the additional weights can absorb the rotational accelerations faster than the blade unit 75 and independently of this.
  • the hinge arrangement explained in FIG. 7 can be provided instead of the joint 80, here with a straight axis. Cyclic components in the torsion connection (rubber hose 81) are decoupled from the torque modulation but absorbed by the weights 71, 72, conversely, non-cyclical components are passed on through the torsion connection. Because of the torsional elasticity of the hinge arrangement, rubber hose 81 can also be omitted.
  • An additional tilting hinge 85 for example a material recess, can be provided in the rotor shaft 84 for decoupling vibrations due to inclination forces.
  • the plane of rotation taken up by the weights can temporarily differ from the plane of the rotor blade; the difference corresponds to the amplitude of the pendulum movements taking place about axis 22 and causes the cyclic articulation of the rotor blades.
  • the gyroscopic effect of the weights which can also be interpreted as the resonance effect of a pendulum hanging in the centrifugal force, has the consequence that a single cyclical change in the driving force causes only a small part of the amplitude induced about axis 22, but these parts are present with any given Sum up the change in a resonant manner. This corresponds to a defined roll or pitch rate of the weight rotation plane, the alignment of which is then taken over by the rotor blades.
  • Figure 9 shows a rotating version with counter rotor, the blades are flexible.
  • the flexibility relates in particular to increased flexibility along the dashed lines. This can be achieved by thinning the material at these points.
  • the directions of the bending axes 90 are arranged asymmetrically with respect to the axis of rotation; alternatively or in combination, the bending axes can also be distributed unevenly on rotor blades. The effect is that a stress given to the blades by the counter torque of motor 2 and main rotor 4 converts them into a different, i.e. asymmetrical bending to the rotor axis.
  • FIG. 10 shows a rotor according to the invention with a protective outer ring, a blade unit 75 being suspended and driven as shown and explained in FIG. 7.
  • the outer blade ends are rotatably connected to the ring 11, which is also served by an elastic section or an axle bearing.
  • Another blade unit 76 can be fixedly attached to the outer ring.
  • the sheet units cross one another.
  • Upper blade unit 75 is also connected to the rotor shaft for stability. This connection is axially movable, so that it allows the relative movement necessary to control the lower blade.
  • a similar looking rotor can also be designed to be rigid in itself or without the bending axes 90, and instead, the whole can be connected to the rotor shaft via an inclined tilt axis. Then not the individual blades but the entire rotor tilt and change the lift in its direction.
  • FIG. 11 shows an embodiment with a torsion piece, the outer part 10b of which can be rotated to a limited extent with respect to the inner part 10a and which are fastened via tilting axes 80a, 80b Rotor blades 20, 30 carries.
  • the twists that occur in the torsion piece during rotational acceleration steer the rotor blades via the linkages 8a, 8b with changes in the angle of attack of the same kind.
  • the arrangements described can be combined with a collective blade adjustment.
  • mixing levers can be provided for articulating the rotor blades.
  • the collective control movement can be transmitted through a push rod inside the rotor shaft, so that neither a swashplate nor rotational accelerations on the rotor are necessary.
  • the embodiment shown in FIG. 8 only has to be modified such that a push rod 86 engages directly on a suspension provided for the axis 22 and adjusts its height, and that instead of the blade unit 75, two separately tiltable blades, each with its own push rod 82 and 83, are provided and be coupled to both halves of the stabilizer bar 73. In this way, rod 73 also saves the mixing lever.
  • a linkage can be accommodated inside a rotor shaft and can transmit the control movement. The following description applies to all of the exemplary embodiments described above:
  • the invention includes kits for assembling a device according to the invention, and retrofit kits with components suitable and provided for converting a conventional rotary wing into a device according to the invention.
  • the described angle ⁇ of an inclined tilt axis 22 can also be defined with respect to the rotor blade plane; the difference occurs in particular when, as in FIG. 8, the inclined axis does not affect the rotor blades, but the rotor blade plane is itself movable in relation to the rotor shaft.
  • the inclination can also be defined as an angle y with respect to the rotor axis.
  • the controlled movement of a rotor blade can generally be a displacement or rotation about one or more also combined translation and / or rotation axes.
  • the movement can be limited to a certain amplitude and is to be carried out in such a way that an aerodynamic force is generally varied, shifted or otherwise influenced.
  • a control or adjustment of a blade inclination can be done from the inner blade end.
  • the blade inclination can be adjusted from the outer blade end.
  • the blade can be warp-resistant or it can twist over its entire length or in sections when adjusted. Twisting In combination with the control from the outer end of the blade has the additional advantage that the changes in lift increase with the radius along the blade, in accordance with the need to initiate an inclination.
  • the flexibility of the sheet and / or its suspension can be used to control it.
  • the blade and its attachment can be shaped such that the force driving the blade is deflected into a force that tends to the blade.
  • a flexible device which deflects the driving force into a blade adjustment that takes place in addition to the rotating blade movement, does not have to be restricted to one location of the device. It can be represented in an inner and / or outer leaf suspension and / or in the course of the leaf by its shape.
  • a change in lift can also be achieved with a spoiler device, which is provided on at least one rotor blade or a part thereof and enables cyclical lift reduction, or by an additional brake flap.
  • the term “rotor blade” and “blade adjustment” generally also include such spoilers or brake flaps, as well as the horizontal adjustment in FIG. 2.
  • the air resistance can be varied. This can be achieved with a separate blade located on the rotor or part of one, which is attached with a substantial transverse position and movable relative to the air flow, so that it acts like a brake flap, the braking force of which can be varied cyclically. Such a control can induce horizontal flight movement, even without an inclined position.
  • force-generating or -reventing means can be set up in such a way that they absorb or compensate for the effect of the average torque originating from the normal drive.
  • an elastic body can be provided which is suitably prestressed in the central position and / or the centrifugal force of a rotating body can be used.
  • Resetting forces can be provided to reduce the force on the masses to be moved back and forth quickly for control purposes. These can form a resonance with the masses; their frequency can preferably be matched to the number of revolutions of the rotor, so that primarily the intended cyclical changes are supported or amplified by the resonance. This has the additional advantage that the cyclical adjustment achieved remains neutral with great accuracy even if a non-cyclical adjustment of the driving force takes place at the same time as the flight altitude control. Elastic forces or centrifugal forces can also be used for these restoring forces. The use of a pendulum suspended in the centrifugal force is advantageous because the pendulum frequency is automatically matched to it, even with varying speed.
  • Such a pendulum can also be viewed as a gyroscope, the pendulum movement corresponding to a gyro plane that differs from the rotor blade plane.
  • the weights can additionally be elastically movable in the direction axially to the rotor rotation, for example by bending a rod (73).
  • the elasticity can resonate with the masses. Their frequency can advantageously be tuned to approximately twice the rotor speed
  • a device with contact or wireless coupling can serve as the scanning device for synchronization with the rotor rotation.
  • a marker, a transmitter or a receiver can be attached to the rotor so that it rotates; the counterpart can be provided on a stationary part of the missile or on the ground. The latter enables synchronization even for fully rotating hydrofoils.
  • This coupling can advantageously be combined with the wireless connection provided for remote control.
  • the receiver can have directional sensitivity, and the current reception strength, which varies with the rotational position, can be evaluated and used to synchronize the cyclical control.
  • an infrared receiver or transmitter with a directional characteristic radially aligned on the rotor can be used for this; in the case of radio transmission, a rotating antenna with a defined directional characteristic can be provided on the receiver side.
  • the drive motor can also be designed in such a way that its output torque depends on the rotational position or axis-angular position.
  • a multi-phase motor for example a collector-free electric motor, can be used for this purpose, the phases of which are fed with asymmetrical power.
  • One of its phases can also serve as a synchronization signal, which can be used for modulating the power.
  • a further possibility is an additional encoder coupled to the rotor, which feeds in an additional force or an additional movement or modulates the rotor rotation cyclically in another way.
  • a rotating eccentric or connecting rod can be used, which is acted upon by a force dependent on the control, for example via an elastic body and / or a magnet, and thus alternately delivers braking and accelerating torque to the rotor shaft.
  • a force dependent on the control for example via an elastic body and / or a magnet
  • Another possibility is to provide an adjustable eccentric mass which is driven by the rotor shaft and which produces an imbalance or acceleration which is synchronous with the rotor rotation, and in turn feed back or intervene the acceleration force into the rotation of the rotor shaft.
  • control signals can be transmitted as rotational forces via the rotor shaft, even without drive energy being transmitted.
  • rotor axis, rotor shaft or drive shaft do not have to mean that a corresponding part is present separately; generally, it can be an imaginary axis, or a portion of any material that transmits the driving force or carries the rotor.
  • the invention accordingly encompasses devices in which the rotor is driven via an explicit rotor shaft as well as devices in which another rotary bearing and / or for example a co-rotating drive motor or external rotor motor is provided.
  • one embodiment of the invention includes a counter-rotor, which receives the counter-torque of the drive and uses it in a counter-rotation.
  • the blade adjustment according to the invention can advantageously be implemented in the counter rotor. Its speed can be significantly lower; accordingly, the driving force can be modulated more slowly.
  • the invention can be used both for helicopters with a stationary fuselage, which also includes those with a plurality of supporting rotors and those with a rotor and coaxial counter-rotor, as well as for completely self-rotating missiles, in which the drive unit and also the control system with one Counter rotor is connected and rotates.
  • a stationary fuselage which also includes those with a plurality of supporting rotors and those with a rotor and coaxial counter-rotor, as well as for completely self-rotating missiles, in which the drive unit and also the control system with one Counter rotor is connected and rotates.
  • the invention can be used in rotary-wing aircraft with a plurality of rotors with separately variable drive power for tilt control.
  • individual rotors can be provided with the collective blade adjustment described, for faster control behavior.
  • the collective blade adjustment which reacts to changes in torque, can be provided on a tail rotor according to the invention, even if the main rotor is of conventional design.
  • a separate drive motor can be provided for the tail rotor.
  • This version offers the advantage of a quick-reacting vertical axis control, also via engine power adjustment.
  • load-bearing rotor blades can be bent lengthwise in such a way that their outer ends point downwards, that is to say the upper side is at least partially convex.
  • a pressure point shift to the front can be largely avoided, which normally shifts the center of lift from the center of the rotor to the windward side and would result in a lateral breakaway due to the precession effect of the rotor rotation.
  • a separable coupling for example a snap connection in the rotor shaft, can advantageously be provided between the fuselage and the rotor to increase the safety against breakage.
  • the device influencing the air force in the rotor can also be designed in such a way that it responds to cyclical changes whose frequency is a multiple of the rotor speed.
  • blade adjustment is not limited to the angle of attack.
  • the invention can be summarized as follows: A rotor blade adjustment or a device influencing air force in general does not require a swash plate, but rather reacts to cyclic and / or non-cyclical accelerations of a rotation quantity given to the rotor.
  • the driving force can be modulated and the control signal can be transmitted to the rotor as torque via the rotor shaft. There, the changes can be mechanically initiated or redirected as a force adjusting the rotor blade. All flight movements can be controlled with just a single drive motor.
  • Rotor system wherein a torque which is preferably given to a rotor (3, 4) by means of an electric motor is modulated periodically and synchronously with the rotor rotation as a function of a control signal.
  • the modulation in particular can be carried out by varying the electrical control as a function of a control signal.
  • the control signal can be transmitted and received wirelessly from the ground.
  • Rotor system with means for generating a counterforce, which counteracts this force or the resulting adjusting effect when the average driving force is applied, so that when the average driving force is exceeded, adjustment takes place in one direction and in the opposite direction if the force is undershot.
  • the above rotor system, the means for generating a counterforce being implemented at least partially by utilizing centrifugal forces.
  • Rotor system in which at least a part of a rotor blade (20, 30) is attached or designed to be movable relative to the rest of the rotor (3, 4) as a device influencing the air force, and that the degrees of freedom of movement are set up in such a way that the driving force is at least partially is introduced or redirected into a force adjusting the rotor blade (20, 30).
  • An aerodynamic force can be varied in at least one of the following sizes: amount of lift or thrust, location of lift, direction of lift or thrust, air resistance.
  • At least one rotor blade (20, 30) can be movably or flexibly attached to the rest of the rotor in such a way that when a driving torque is increased it remains behind in its rotational movement and leads when it is lowered.
  • At least one rotor blade (20, 30) of a lift-generating rotor (3, 4) can be attached to its drive (2) in such a way that it can be moved or flexibly such that the orientation of the axis of rotation assumed is variable and, in the case of cyclical torque variations, differs from the original one Alignment shifts.
  • Rotor system in which the outer ends of the rotor blades (20, 30) are connected to a ring (11); Furthermore, such a rotor system with an inner suspension (21) of the rotor blades (20, 30), which is suitable for at least partially diverting the driving torque into a tensile force along the rotor blade (20, 30) and with one at at least one rotor blade end Ring provided external suspension device (24, 25; 34, 35), which is suitable to divert the tensile force occurring into a change in the angle of attack.
  • Rotor system in which the outer ends of the rotor blades (20, 30) are connected to a ring (11); wherein the suspension of the rotor blades (20, 30) is designed in such a way that the driving torque leads the inner ends of the rotor blades to the outer ones, and that a suspension device (24, 25; 34, 35) is provided at the outer rotor blade end which is suitable to divert the tilting movement occurring in relation to the ring (11) into a change in the angle of attack.
  • the angle of attack or the angle of attack can be varied at least partially by twisting the rotor blade (20, 30).
  • Rotor system in which the rotor blades (20, 30) are bent or curved lengthwise so that their outer ends are lower than the inside.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Eine Rotorblattverstellung oder allgemein Luftkraft-beeinflussende Einrichtung benötigt keine Taumelscheibe, sondern reagiert auf zyklische und / oder nichtzyklische Beschleunigungen einer den Rotor (3, 4) gegebenen Drehgröße. In Abhängigkeit der gewünschten Steuerbewegung kann die Antriebskraft moduliert werden und das Steuersignal als Drehmoment über die Rotorwelle zum Rotor (3, 4) übertragen. Dort können die Änderungen als eine das Rotorblatt (20, 30) verstellende Kraft mechanisch eingeleitet oder umgelenkt werden. Mit nur einem einzigen Antriebsmotor können alle Flugbewegungen gesteuert werden.

Description

Drehflügler, Rotorsystem und Steuerung
Die Erfindung betrifft einen Drehflügler, ein Rotorsystem und ein Verfahren zur Steuerung, insbesondere mittels Verstellung am Rotor und weiterhin insbesondere zur zyklischen Ansteuerung der Rotorblätter, mit der auftretende Luftkräfte beeinflusst werden. Üblicherweise wird bei Hubschraubern mittels Anstellwinkel-Verstellung der Rotorblätter der Auftrieb verändert, wobei zum Steuern des Steigens eine kollektive Blattverstellung mit gleichsinniger Blatt-Neigung dient und/oder zum Steuern der Flugneigung (nicken, rollen) eine zyklische Blattverstellung mit üblicherweise gegenläufiger Verstellung an gegenüberliegenden Rotorblättern dient. Diese Ansteuerung erfolgt meist über eine Taumelscheibe, die variabel geneigt wird und ihre Neigung mechanisch auf den rotierenden Teil überträgt, sodass sich einzelne Hauptrotorblätter entsprechend der Drehung zyklisch verstellen. Die erforderliche Mechanik ist aufwändig; ein weiterer Nachteil ist die Störanfälligkeit und Labilität insbesondere gegenüber Verstellungen der Justage, weshalb regelmäßig Nachtrimmung erforderlich ist. Ein weiterer Nachteil ist das zusätzliche Gewicht, besonders bei kleinen ferngelenkten Tragflüglem, wie sie beispielsweise als Drohnen, für Luftfotografie oder als Spielzeugverwendet werden.
Die WO 96 / 01503 A beschreibt einen piezoelektrischen Aktuator zum Stellen der Rotorblatt-Neigung, der sich mitdrehen kann. Ein Problem sind dessen geringe Stellwege, ferner die Übertragung der elektrischen Verbindung.
Die DE 19528 155 A beschreibt ein verdrehbares Rotorblatt, dessen Neigung sich durch einen mitdrehenden Schub-Aktuator verstellen lässt. Hier treten ebenfalls Probleme der Verbindung auf, für kleine Hubschrauber auch die Nachteile des Gewichtes.
Die WO 02 / 070094 A und die DE 101 25 734 A beschreiben ein fernsteuerbares Fluggerät mit mindestens einem Rotorblatt, dessen Einstellwinkel durch eine elektromagnetisch erzeugte Torsionskraft mit einer Spule verstellbar ist. Das Gewicht der elektromagnetischen Vorrichtung ist geringer. Dennoch ist eine eigene Vorrichtung erforderlich, die ein eigenes Gewicht und eigenen Stromverbrauch aufweist.
Die WO 2003 03 9950 A beschreibt Hubschrauberpropeller mit selbst-stabilisierenden Eigenschaften, bei dem Zentrifugalkräfte bei einem Aufbäumen der Schräglage entgegenwirken sollen. Eine Steuerung ist hierdurch nicht möglich.
Die US 3,999,886 A beschreibt ein Rotorblatt, bei dem der Anstellwinkel von einer Durchbiegung des Blattes gesteuert wird, um Resonanzen zu dämpfen, also die dynamische Stabilität gegen parasitäre Schwingungen zu verbessern. Eine zyklische Blattverstellung oder eine Variierung der Antriebskraft ist nicht betroffen. Die am Rotorblatt auftretenden Biegungen sind ausschließlich durch Schwingungen und Resonanzen verursacht, die z.B. aufgrund struktureller Kopplung zwischen Rumpf und Rotor auftreten und möglichst vermieden werden sollen.
Die DE 8505804 U1 beschreibt einen Spielzeughubschrauber, dessen Antrieb mittels einer Keilnut-Verbindung drehfest verbunden ist um den Montage-Aufwand zu verringern.
Bei Modellhubschraubern, die ohne eine kollektive Blattverstellung auskommen, wird zur Höhen-Steuerung die Drehzahl des Rotors über dessen Antriebskraft variiert. Nachteilig hierbei ist, dass das rotoreigene Trägheitsmoment die Reaktion wesentlich verzögert.
Die DE 24 33 801 A beschreibt eine Hubschrauber-Blattverstellung, die den Anstellwinkel über die Fliehkraft gesteuert in Abhängigkeit der Drehzahl verstellt, um eine automatische Blattverstellung zu erreichen. Dies kann den o.g. Nachteil höchstens geringfügig mindern, da der gesamte Rotor beschleunigt werden muss, bevor eine Drehzahländerung, und als Folge davon eine Auftriebserhöhung resultiert. Die US 3 108 641 beschreibt eine Hubschrauber-Steuersystem, bei dem eine zentrifugalkraft-abhängige Steuerung des Anstellwinkels mittels Gewichten vorgesehen ist; diesbezüglich gilt das oben genannte. Ferner ist durch die Gewichte und deren Wechselwirkung eine Blattverstellung auch in Abhängigkeit der vertikalen Beschleunigung und der Flugneigung vorgesehen, um die Stabilität zu erhöhen; Stellglieder, z.B. Servos sind aber dennoch zur Steuerung erforderlich.
Die DE19 396 624 A beschreibt einen Drehflügelrotor für Spielzeuge, der einen mit Steckverbindungen montierbaren äußeren Schutzring besitzt. Seite 3 Abs. 2 und 3 erwähnen ebenfalls eine Fliehkraft-gesteuerte Verstellung des Anstellwinkels. Würde man dies mit einem Antrieb versehen, hätte man eine den vorigen Absätzen ähnelnde Vorrichtung, es würde der gleiche o.g. Nachteil auftreten.
Die DE 43 16712 A1 und die DE 1 202649 A beschreiben selbstregulierende Luftschrauben, bei der eine torsionsweiche Zone bzw. ein Scharnier am Blattfuß es ermöglicht, die Steigung in Abhängigkeit der Schubkraft zu verstellen. Bis diese Verstellung erfolgt, muss erst aufgrund einer Drehzahl-Änderung die veränderte aerodynamische Schubkraft auftreten, danach biegen sich die Blätter aufgrund ihres Schubes. Würde man dieses Prinzip auf einen auftriebserzeugenden Rotor eines Hubschraubers übertragen, würde der gleiche oben erläuterte Nachteil der Verzögerung auftreten.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung der eingangs genannten Art anzugeben, welche eine Steuerung zur Beeinflußung der Luftkräfte am Rotor ermöglicht, aber möglichst geringes Gewicht verursacht und gleichzeitig zuverlässig und preiswert ist. Wünschenswert ist dies insbesondere für Hubschrauber in Kleinstbauweise , wie sie z.B. für den Hobbybereich, als Spielzeug sowie für Aufklärungszwecke verwendbar sind.
Diese Aufgabe wird durch die in den unabhängigen Patentansprüchen angegebene Erfindung gelöst.Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen dargestellt.
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung wird eine um eine Rotor-Achse erfolgende Drehung zur Steuerung der Luftkräfte am Rotor zyklisch und / oder insbesondere nichtzyklisch beschleunigt oder variiert; die Variation kann dabei insbesondere ein über eine Rotorwelle übertragenes Drehmoment oder eine andere, die Rotordrehung betreffende Drehgröße sein, etwa die Antriebskraft. Mindestens ein Teil eines Rotors ist so gestaltet, aufgehängt oder angelenkt, dass es auf resultierende Änderungen der Drehgröße mit einer die aerodynamischen Kräfte beeinflussenden Bewegung relativ zu oder zusätzlich zu seiner ursprünglichen Drehung um die Rotor-Achse reagiert.
Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung, der in Kombination oder auch unabhängig vom ersten Aspekt der Erfindung gesehen werden kann, ist eine an einem tragenden Rotor oder Propeller vorgesehene zyklisch variierbare Luftkraft-beeinflussende Einrichtung vorgesehen, wobei die Luftkraft-beeinflussende Einrichtung so ausgelegt ist, dass sie auf zyklische Änderung der den Rotor antreibenden Drehkraft oder Drehgeschwindigkeit reagiert. Die Luftkraft-beeinflussende Einrichtung, etwa ein Rotorblatt mit zyklischer Blattverstellung, kann dabei insbesondere auf eine Änderung der Antriebskraft reagieren, mit der auch die Rotordrehung angetrieben wird.
Um die Reaktion zu erreichen, kann die Antriebskraft oder ein Teil davon als eine das Blatt verstellende Kraft eingeleitet oder umgeleitet werden. Die Kraft kann vom Rotor aus abgenommen werden. Somit können jegliche Bauteile zum Übertragen eines Steuersignals auf den Rotor entfallen. Das Steuersignal kann über die zyklische Variation eines die Antriebskraft betreffenden Parameters gegeben werden;
Gemäß einem dritten Aspekt der Erfindung, der in Kombination oder auch unabhängig von den ersten beiden Aspekten gesehen werden kann ist eine zur Vertikalsteuerung variierbare Rotor-Antriebskraft vorgesehen, wobei am Rotor eine Einrichtung vorgesehen ist, welche geeignet ist, ein zum Rotor übertragenes Drehmoment mechanisch direkt in eine auftriebsbeeinflussende Rotorblatt-Neigung umzulenken. Die Umlenkung kann vorteilhafterweise ohne Umwege erfolgen, d.h. sie muss nicht etwa auf dem Umweg über auftretende Fliehkräfte oder Luftkräfte reagieren, und arbeitet daher verzögerungsfrei.
Eine einfache Möglichkeit zur Erzeugung einer erfindungsgemäßen zyklischen und / oder nicht zyklischen Variation ist, die Spannung oder den Strom eines antreibenden Elektromotors in Abhängigkeit eines Steuersignals zyklisch und / oder nichtzyklisch zu modulieren. Um die Modulationsphase mit der Drehstellung des Rotors zu synchronisieren, kann am Rotor eine Abtastvorrichtung vorgesehen sein. Die Abtastsignale werden dann einer Steuervorrichtung zugeführt, die die Spannung bzw. den Strom des Elektromotors steuert. In Abhängigkeit der gewünschten Steuerbewegung kann somit das Drehmoment variiert werden. Die Änderungen übertragen sich zum Rotor und können dort ausgenutzt werden, beispielsweise als eine das Rotorblatt verstellende Kraft, was durch eine einfache mechanische Umlenkung oder Einleitung innerhalb des Rotors erfolgen kann. Eine weitere Möglichkeit ist ein zusätzlicher Geber, der an den Rotorantrieb angekoppelt ist und eine Zusatzkraft oder eine Zusatzbewegung einspeist.
Zyklische Änderungen ermöglichen eine horizontale Steuerung. Hier genügt es, wenn der Rotor durch entsprechende Bauweise auf die gegebene Änderung mit einer geringen geometrischen Unsymmetrie reagiert. Nicht-zyklische, also durchlaufend erfolgende Änderungen ermöglichen eine vertikale Steuerung. Bauteile zum Übertragen eines Steuersignals auf den Rotor können entfallen; die Rotorwelle selbst überträgt mit ihrer Drehung das Steuersignal. Hierzu kann ein Parameter der Antriebskraft, oder allgemein einer an den Rotor übertragenen Drehgröße variiert werden; dies kann eine Drehkraft (auch Drehmoment oder Torsion genannt) und / oder die Drehgeschwindigkeit (auch Winkelgeschwindigkeit oder Drehzahl genannt) und / oder Drehbeschleunigung sein. Da diese Größen miteinander ursächlich zusammenhängen, werden bei Variation einer Größe auch die anderen variiert; die der hier verwendeten Begriffe Drehmoment und Drehbeschleunigung sind dementsprechend allgemein zu verstehen.
Es genügt, wenn die erzeugten Drehmomentänderungen zumindest teilweise derart in ein Rotorblatt oder ein sonstiges bewegliches Rotorteil umgelenkt oder eingekoppelt werden, dass dessen Anstellwinkel oder eine andere aerodynamisch wirksame Größe angelenkt oder variieret wird. Allgemein kann der Rotor kann so gebaut sein, dass er auf Änderungen eines an den Rotor gegebenen Drehmomentes, mit einer aerodynamisch wirksamen Änderung reagiert, etwa durch Verstellung seiner Blätter. Zumindest ein Teil der Drehgröße kann mechanisch so umgelenkt werden, dass hiervon der Rotor oder ein Teil davon in eine zusätzliche Bewegung versetzt wird; diese zusätzliche Bewegung kann eine Luftkraft in Betrag und / oder Richtung beeinflussen.
Die Einkopplung oder Umleitung kann durch eine separate am Rotor vorgesehene Mechanik erfolgen, etwa wie in dem Ausführungsbeispiel gemäß Figur 11 , oder einfach dadurch, dass das bewegliche Teil selbst die Einkopplung bewirkt, indem der Freiheitsgrad seiner Bewegung geeignet ausgerichtet ist. Beispielsweise kann eine mitdrehende Masse beweglich aufgehängt sein, sodass sie in eine zusätzlich zur Drehbewegung erfolgende Bewegung versetzt wird. Die Bewegung kann an ein Rotorblatt eingekoppelt werden, oder vom Blatt als bewegliche Masse selbst durchgeführt werden.
Zumindest ein Anteil der induzierten Bewegung wird also, direkt oder über mechanische Ankopplung, von mindestens einem Teil eines Rotorblattes in der Weise mitgemacht oder hierauf übertragen, dass mindestens ein aerodynamisch wirksamer Parameter variiert. Andere und zusätzliche Ausführungen sind in den Merkmalen der Unteransprüche und den Ausführungsbeispielen gegeben.
Die vorliegende Erfindung ermöglicht einen vollständig steuerbaren Hubschrauber ohne jegliche Servomotoren oder sonstige Stellgeber. Auch sind keine Schubstangen, Schleifkontakte o.a. erforderlich. Das Gewicht kann auf ein geringstes Maß eingeschränkt werden. Bei ferngesteuerten Kleinst-Hubschraubern ist die Realisierung sehr einfach, zumal die Beschleunigungskräfte, die an Gerät und Luft erforderlich sind oder auftreten, nur einen geringen Anteil haben. Auch ermöglicht es die Erfindung, mit nur einem einzigen Motor ein um alle Bewegungsrichtungen steuerbares Fluggerät zu bauen, wozu sich insbesondere heckrotorlose oder in sich rotierende Flugkörper eignen. Vorteile ergeben sich für vom Boden aus ferngesteuerte Flugkörper.
Die zu variierende aerodynamische Kraft muss nicht notwendig der Betrag eines Auftriebes sein; es kann alternativ oder zusätzlich auch eine Richtungsänderung des Auftriebskraft, eine Verlagerung des Angriffspunktes oder Druckpunktes oder ein Luftwiderstand sein, wie weiter unten sowie in Zusammenhang mit Figur 2 erläutert.
Je nach vorgesehener Bewegung können zyklische Änderungen zur Schubsteuerung und /oder nichtzyklische Änderungen zur Neigungssteuerung vorgesehen werden. Bei Anstellwinkel-Ansteuerung kann beispielsweise ein Rotorblatt in der Weise angebracht oder angelenkt sein, dass es sich bei momentaner Drehmoment-Erhöhung oder positiver Drehbeschleunigung in einen größeren Anstellwinkel neigt und umgekehrt bei zeitweise schwächeren Drehmoment oder negativer Drehbeschleunigung in Richtung kleinerer Anstellwinkel. Alternativ ist auch eine entgegengesetzte Bewegung möglich.
Insbesondere kann ein zweites, gegenüberliegendes Rotorblatt entgegengesetzte Bewegungen durchführen, womit eine Neigungssteuerung mit zyklischer Blattverstellung unterstützt wird, etwa wie in den Ausführungsbeispielen gemäß den Figuren 1, 3, 4, 5, 7-10.
Auch bei herkömmlichen ferngelenkten Hubschraubern kann die Antriebskraft zur vertikalen Steuerung nicht-zyklisch erhöht oder erniedrigt werden. Damit hierauf die Steuer-Reaktion rascher erfolgt, als über eine Zunahme der Drehzahl wegen des Trägheitsmomentes möglich wäre, kann eine erfindungsgemäße Blattverstellung auch kollektiv erfolgen. Hierfür kann das o.g. zweite Rotorblatt gleichsinnig wie das erste Blatt angesteuert sein, sodass beide ihren Anstellwinkel bei Erhöhung des Drehmomentes vergrößern. Auch herkömmliche Rotorblätter biegen sich, etwa als Folge des erzeugten Auftriebs, aber nicht in der Weise, dass es eine relevante aerodynamische Kraftänderung bewirkt, die für eine Steuerung ausgenutzt werden könnte.
Um eine kollektive und eine zyklische Steuerung miteinander zu kombinieren, genügt es, nur das erste Blatt verstellbar zu machen, was eine gemischt wirkende Kombination aus kollektiver und gegengleicher Bewegung ergibt. Um aber eine bessere Ansteuerung mit mehreren Blättern zu ermöglichen, können gleichsinnige und gegengleiche Bewegung getrennt erlaubt werden und ferner die zyklischen und nicht-zyklischen Änderungen voneinander getrennt werden, etwa durch mechanische Resonanz, wie weiter unten und in den Ausführungsbeispielen gemäß den Figuren 7 und 9 gezeigt.
Um allgemein die Luftkraft zu beeinflussen, kann mindestens ein Rotorblatt neben der Rotordrehung eine zusätzliche Bewegung ausführen. Hierzu kann ein Gelenk vorgesehen sein, das eine Beweglichkeit, z.B. gegenüber dem übrigen Rotor oder gegenüber der Rotorachse, erlaubt . Das Gelenk kann auch durch flexibles Material gebildet werden. Ein elastischer oder flexible Abschnitt kann als Aufhängung für zumindest einen Teil des Rotorblattes vorgesehen werden. Eine weitere Möglichkeit ist, dass das Rotorblatt in sich flexibel ist. Durch geeignete Wahl der Freiheitsgrade kann, wie unten beschrieben, auf einfache Weise erreicht werden, dass Änderungen des Drehmomentes eine zusätzliche Bewegung der Rotorblätter - neben deren normaler Drehbewegung - induzieren.
Bei Drehbeschleunigungen wird der Rotor und dessen Teile den Änderungen entgegenwirken. Ursache hierfür kann einerseits der aerodynamische Widerstand und andererseits die Massenträgheit des Rotors und / oder eines Teils davon, etwa ein mitbewegtes Gewichts, sein. Die auf dem Pfad zwischen Antrieb und angetriebenem Rotor oder betreffendem Rotor-Teil übertragene Kraft variiert also und kann auf vielerlei Weise zur Anlenkung verwendet werden, und zwar sowohl der durch Massenträgheit als Beschleunigungskraft anfallende Teil als auch der durch Aerodynamik anfallende Kraftanteil oder beide.
Zur Ausnutzung der Beschleunigungskraft kann eine Masse auf dem Rotor vorgesehen werden; diese kann auch direkt an einem Rotorblatt angebraucht sein, oder das Gewicht des Blattes selbst kann ausgenutzt werden. Die Masse kann gegenüber der Rotorwelle zumindest begrenzt beweglich oder flexibel angebracht sein, etwa wie in den Ausführungsbeispielen gemäß Figuren 3, 6, 7, 8 und 9 über eine geneigte Kipp-Achse. Drehbeschleunigungen induzieren Kräfte und / oder Bewegungen des Gewichtes relativ zur Rotorwelle. Diese Bewegungen können an mindestens ein Rotorblatt eingekoppelt werden, also in eine aerodynamisch wirksame Bewegung des Rotorblattes eingeleitet oder umgelenkt werden. Die Einkopplung kann mechanisch erfolgen, etwa über ein Gestänge oder indem das Gewicht direkt das Rotorblatt ist oder hieran vorgesehen ist.
Eine weitere Möglichkeit ist, das Drehmoment des Motors dort abzugreifen, wo es auf den Rotor oder einen größeren Teil desselben übertragen wird, und von dort aus eine Anlenkung kraftschlüssig anzukoppeln, etwa mit einer am Rotor angebrachten Mechanik, die das Drehmoment zumindest teilweise aufnimmt und umleitet . Vom drehenden Rotor aus gesehen lässt sich diese Situation so beschreiben, dass eine eingeschränkte Torsions- Bewegung der Rotorwelle gegenüber dem Rotor erlaubt wird, welche die zyklischen Anlenkung antreibt. Zur Anlenkung können herkömmliche Gestänge oder beliebige mechanische Übertragungsmittel verwendet werden.
Eine weitere Möglichkeit ist, die Luftkraft mittelbar von der Antriebskraft zu beeinflussen. Beispielsweise können zur zyklischen Steuerung verschiedene Blätter eine unterschiedliche Verteilung ihrer Biege-Elastizität entlang ihrer Blatt-Tiefe aufweisen. Bei erhöhtem Drehmoment erhalten beide Blätter, nach erfolgter Beschleunigung, mehr Auftrieb und biegen sich nach oben. Dabei biegt sich eines der Blätter stärker längs seiner hinteren Kante als das andere, was in einem unterschiedlichen Anstellwinkel an den äußeren Blatt- Enden resultiert. Nach einer halben Drehung kann der Antrieb entsprechend vermindert werden und einen entgegengesetzten Unterschied bewirken.
Eine weitere Möglichkeit ist, zunächst einen separaten Körper in Bewegung zu versetzen, etwa ein als Hiller-Paddel bekanntes Hilfsblatt über Ansteuerung dessen Anstellwinkel, und mit der daraus resultierenden Bewegung seinerseits die tragenden Rotorblätter ansteuern. Der Begriff "Rotorblatt" beinhaltet hier auch Hilfspaddel.
Allgemein können erfindungsgemäß die erzeugten Drehbeschleunigungen für eine aerodynamisch wirksame Verstellung ausgenutzt, eingeleitet oder umgelenkt werden. Eine hierzu geeignete Einrichtung kann auf dem Kraft-Übertragungspfad vorgesehen werden, auf dem die Kraft eines Antriebsmotors auf den Rotor oder zumindest zu einem Teil desselben übertragen wird, wobei der Teil zumindest einen Teil einer Gegenkraft aufnimmt. Diese Einrichtung kann auf Drehbeschleunigungen oder Drehmomentänderungen reagieren. Sie kann bestehen aus einer mechanischen Anlenkvorrichtung, welche eine luftkraft- beeinflussende Vorrichtung im Rotor anlenkt, oder kann aus der luftkraft-beeinflussenden Einrichtung selbst bestehen. Der Kraftpfad des Gegendrehmomentes ist in den Möglichkeiten inbegriffen, insbesondere wenn der Drehflügler einen das Gegendrehmoment aufnehmenden zweiten gegendrehenden Rotor besitzt.
Die Erfindung ist insbesondere dazu geeignet als Bau- und/oder Nachrüstsatz für Drehflügler realisiert zu werden, umfassend Bauteile zum Aufbau oder zum Nachrüsten eines Drehflüglers mit den erfindungsgemäßen Merkmalen. Anhand der Figuren 1 bis 11 werden nachfolgend verschiedene Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. In verschiedenen Figuren gleiche Teile sind mit gleichem Bezugszeichen versehen.
Es zeigen:
Figur 1 Einen Drehflügler
Figur 2 Einen Rotor in Draufsicht
Figur 3 Einen Rotor in Ansicht
Figur 4 Einen ringförmigen Rotor
Figur 5 Einen zweiten ringförmigen Rotor
Figur 6 Einen Rotor mit Gegenrotor
Figur 7 Einen Rotor mit quer angeordneten Gegengewichten
Figur 8 Einen Rotor mit geneigter Pendelachse
Figur 9 Einen in sich rotierenden Rotor mit Gegenrotor
Figur 10 Einen Rotor mit Außenring und
Figur 11 Einen Rotor mit Torsionsstück.
Figur 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Drehflüglers mit tragenden Rotorblättern 20 und 30, die nicht verwindungssteif sind sondern eine gewisse Verdrehung erlauben. In dem Moment, in dem die Antriebskraft des Elektromotors 2 erhöht wird, eilt der Flügel 20 gegenüber dem oberhalb angebrachten Gewicht 23 voraus und erhöht damit seinen Einstellwinkel und seinen Auftrieb. Umgekehrt ist am Flügel 30 ein Gewicht 33 unterhalb angebracht und führt zu einer Verringerung des Einstellwinkels und des Auftriebs. Nach einer 180-Grad-Drehung verringert die Ansteuer-Elektronik 6 die Motorkraft um den Betrag, um den sie vorher erhöht wurde, sodass die mittlere gegebene Leistung und der Gesamtauftrieb gleich bleiben. Die Gewichte 23, 33 können von einem (nicht dargestellten) Verkleidungskörper umschlossen sein. Dieser kann an beiden Blattenden gleich geformt sein. Die Ansteuer-Elektronik 6 erhält einerseits ein Synchronisationssignal aus der Abtastvorrichtung 5, die die Rotordrehung synchron abtastet, und andererseits ein über eine Fernsteuerung (nicht dargestellt) empfangenes Steuersignal. Die Ansteuerelektronik 6 erzeugt eine zyklisch modulierte Motor-Speisespannung. Der Modulationshub kann hierbei von der Stärke des gesendeten Steuer-Ausschlags definiert werden; die in Bezug zum Synchronisationssignal erzeugte Phasenlage kann von der Richtung des Steuersignals definiert werden. Wenn die Abtastung der Rotordrehung vom Boden aus erfolgt (nicht dargestellt), so resultiert ein einfacheres Steuerverhalten mit von der Rumpfrichtung unabhängiger Steuerrichtung.
Figur 2 zeigt in der Draufsicht einen Rotor mit einem an einem Mittelstück 10 fest angebrachten Rotorblatt 30 und einem weiteren Rotorblatt 20, das über eine flexible Übergangsstelle 21 am Mittelstück 10 angebracht ist. Die Flexibilität kann durch eine örtliche Verschmälerung des Materials oder auch durch eine eigene Scharniervorrichtung erreicht werden. Bei Erhöhung des Drehmoments bleibt das Rotorblatt 20 gegenüber seiner Mittelstellung kurzzeitig zurück (Stellung 20a). Nach einer 180-Grad-Drehung erfolgt eine Verringerung des antreibenden Drehmomentes und das Rotorblatt 20 eilt wieder vor (Stellung 20b). Aufgrund seiner Massenträgheit und/oder einer in der Aufhängung 21 eingerichteten Vorspannung kann das Voreilen um eine näherungsweise gleiche Amplitude erfolgen wie das Zurückbleiben. Periodisches vor- und zurück- Schwenken bewirkt Variation des Auftriebs-Ortes, und Verlagerung der Auftriebs-Mittelpunktes des Rotors gegenüber dem Drehzentrum oder dem Schwerpunkt des Flugkörpers und somit eine Flugneigung, also Nick- und / oder Rollbewegung.
Figur 3 zeigt ein Ausführungsbeispiel, bei dem ein Teil des Drehmoments in eine den Anstellwinkel ändernde Kraft umgelenkt wird. Rotorblatt 20 ist über eine flexible Stelle 21 mit dem Mittelstück 10 so verbunden, dass es Kippbewegungen um die gedachte Achse 22 durchführen kann. Die Flexibilität kann erreicht werden wie anhand Figur 2 geschildert. Die Verbindungsstelle 21 ist steif genug ausgeführt, um die Amplitude der Kippbewegung einzugrenzen. Mit einer entsprechenden Vorrichtung 31 ist das zweite Rotorblatt 30 befestigt. Die Achse 22 ist um den Winkel α gegenüber der Blatt-Längsrichtung nach oben geneigt. Die Neigung bewirkt, dass ein Anteil des vom Zentralstück 10 auf Rotorblatt 20 übertragenen Drehmoments bei einer Änderung derselben in die Kippbewegung umgeleitet wird. Die Neigung α bewirkt also eine dynamische Kopplung der beiden Drehungen miteinander. Am anderen Rotorblatt kann die Achse 32 gegengleich nach unten geneigt sein, sodass dort der Anstellwinkel zeitgleich in die umgekehrte Richtung variiert. Zusätzlich sind die Achsen 22 und 32 um einen Vorlaufwinkel ß in Laufrichtung versetzt ausgerichtet. Dies bewirkt, dass eine Erhöhung des Anstellwinkels mit einem gleichzeitigen Abwärts-Klappen der Rotorblätter einhergeht und umgekehrt. Dies erfolgt unabhängig davon, ob hierzu das Drehmoment erhöht oder erniedrigt werden musste. Der Sachverhalt bewirkt einerseits, dass die Achse vor dem Druckpunkt des Rotorblattes zu liegen kommt und somit eine dynamische Stabilität erreicht. Ferner wird durch die resultierende Pendelbewegung erreicht, dass das Rotorblatt aufgrund der Zentrifugalkraft seiner Masse wie ein Pendel eine Rückstellkraft erfährt , welche die Steifigkeit der Aufhängung 21 unterstützt und außerdem ermöglicht, die resultierende Resonanzfrequenz auch auf variierende Umdrehungszahl abzustimmen. Anstelle des Vorhaltewinkels ß oder in Kombination hiermit kann wie in Figur 7 ein Stabilisator-Gewicht an einem Ort voreilend und quer zum Rotorblatt ausladend vorgesehen sein.
Figur 4 zeigt in Draufsicht ein Ausführungsbeispiel (nur der Rotor dargestellt), dessen Rotorblätter außen mit einem Ring 11 verbunden sind. Bei einem am Mittelstück 10 übertragenen Drehmoment erfahren die Rotorblätter 20 und 30 über ihre innere Aufhängung 21 und 31 eine Zugkraft längs des Blattes. Am äußeren Blattende greift die Zugkraft in einen vorderen elastischen Hebel 24 und einen hinteren elastischen Hebel 25 an und wird dort so umgeleitet, dass sich die vordere Blatt-Seite hebt und die hintere senkt, da Hebel 24 weiter oben als Hebel 25 am Außenring 11 befestigt ist. Die Spitze des gegenüberliegenden Rotorblatts 30 kann mit umgekehrt geformten Hebeln 34 und 35 an Ring befestigt sein, so dass sich zeitgleich der Anstellwinkel dort verringert. Die übrigen Rotorblätter 40 und 50 können wie dargestellt so angebracht sein, dass die geschilderte Kraft-Einkopplung dort nicht erfolgt. Die Ansteuerung der Motorkraft (nicht dargestellt) kann wie bei Figur 1 oder Figur 6 erfolgen.
Figur 5 zeigt ein ähnliches Ausführungsbeispiel mit dem Unterschied, das durch das Drehmoment anstelle einer Zugkraft eine Bewegung derart auf die Rotorblätter übertragen wird, dass ihr inneres Ende mit zunehmendem Drehmoment der Drehbewegung voreilen kann und dementsprechend sich ihr äußeres Ende so kippt, dass der vordere Hebel 24 zusammengedrückt und der hintere Hebel 25 auseinander gezogen wird. Weil beide Hebel unterhalb im Ring münden, erhöht Flügel 20 seinen Anstellwinkel. Gegengleiches gilt für Flügel 30 und dessen oberhalb angebrachte Hebel 34 und 35. Die Ansteuerung der Motorkraft (nicht dargestellt) kann wie bei Figur 1 oder Figur 6 erfolgen.
Figur 6 zeigt in der Draufsicht einen Drehflügler, der einen Rotor 4 und einen gegendrehenden Gegenrotor 3 beinhaltet. Die Antriebs-Steuerung 6 und wahlweise der gesamte übrige Flugkörper kann auf dem Gegenrotor angebracht sein. Die Blattverstellung ist an einem Rotorblatt 20 des Gegenrotors 3 vorgesehen. Sie beinhaltet eine flexible Aufhängung für eine Kippbewegung um eine Achse 27 und zur Anlenkung die Schubstange 8, die einerseits am Motor 2 und andererseits am Rotorblatt 20 angekoppelt ist. Motor 2 ist seinerseits über eine flexible Aufhängung 7 so am Außenrotor 3 befestigt, dass er aufgrund seines Gegendrehmomentes um eine gewissen Amplitude schwenken kann, und diese Bewegung über Schubstange 8 den Anstellwinkel beeinflussend an das Rotorblatt 20 weitergeben kann. Um nur zyklische Änderungen weiterzugeben, kann Anlenkstange 8 ein Dämpfungsglied sein, z.B. ein ölgefülltes. Die Antriebssteuerung 6 erhält ein Synchronisationssignal von der Abtastvorrichtung 5, deren Gegenstation sich am Boden befindet.
Im Zusammenhang mit einem Gegenrotor eignet sich auch eine Blatt-Ansteuerung entsprechend der vorigen Figuren, und kann für Blätter des Gegenrotors und / oder des Rotors 4 angewendet bzw. vorgesehen werden.
Figur 7 zeigt eine Ausführung, bei der zwei gegenüberliegende Blätter als Einheit 75 aufgebaut sind und gemeinsam um eine Achse 22 beweglich sind, was gegenläufige Anstellwinkel-Änderungen impliziert, etwa mittels einem am Zentralstück 10 angebrachten Biegescharnier. Dessen Achse 22 ist wie bei Figur 3 um einen Winkel α geneigt, sodass ein Anteil tan α des antreibenden Drehmomentes für die Blattverstellung ungelenkt oder eingeleitet wird. Als Winkel α eignet sich 5°; 2 bis 30° sind ebenfalls geeignet. Zur Erzeugung einer Gegenkraft sind Gewichte 71 und 72 quer ausladend an der Blatt-Einheit angebracht. Der Begriff "quer" beinhaltet eine wesentliche Komponente senkrecht zur Blatt-Längsachse, aber nicht notwendig genau senkrecht. Die Gewichte haben zusätzlich eine die Neigung stabilisierende Kreiselwirkung. Sie können an einer bei Modellhubschraubern bekannten Stabilisatorstange 73 angebracht sein oder hieraus bestehen. Die Umlenkung der zyklischen Drehbeschleunigung in die blattverstellende Neigung erfolgt wie in Figur 3 durch den Winkel a; aber hier unter Ausnutzung der Trägheitsmomente von sowohl Blatteinheit 75 als auch den Gewichten. Zusätzlich ist eines der Gewichte 72 höher als das andere 71 angeordnet, bezogen auf eine symmetrisch neutrale Blattstellung. Die Höhendifferenz ist so bemessen, dass dabei sie mit der Zentrifugalkraft ein um die Neigachse 22 wirkendes Drehmoment auftritt, welches gerade so stark ist und entgegengesetzt wirkt wie das eingeleitete Drehmoment aufgrund des dauernd vorhandenen mittlere Antriebs-Drehmomentes, sodass dieses ausgeglichen wird, wobei vorteilhafterweise beide Drehmomente gleichermaßen quadratisch von der Drehzahl abhängen.
Für eine gleichzeitig mögliche kollektive Blattverstellung kann der mittlere Abschnitt 77 der Blatteinheit 75 torsionsflexibel gestaltet sein, etwa durch die dargestellte schmalere Stelle. Die oberen Scharnierhälften 78, 79 wirken als Hebel und vergrößern mit zunehmendem Drehmoment den Anstellwinkel beider Blätter. Weil mit höherem Anstellwinkel die Drehung stärker gebremst, was das Drehmoment zusätzlich erhöht, resultiert eine Wirkungs- Mitkopplung. Die Stärke der Wirkung kann durch geeignete Abstimmung, etwa über die Hebellänge und die Steifigkeit bei 77, so eingestellt werden, dass effektive Lastwechsel mit sehr geringer Drehzahl-Änderung und daher sehr rasch möglich sind.
Figur 8 zeigt eine ähnliche Ausführung; im Unterschied zu Figur 7 ist nur die Pendelachse 22 der Stabilisatorstange 73 um den Winkel α geneigt; die Neigachse 80 der Rotorblätter 75 ist separat und zur Rotorwelle orthogonal. Zur Ankopplung ist Schubstange 82 vorgesehen. Als Winkel α eignet sich 3° gut; auch 1 bis 10° sind sinnvoll. Diese Anordnung hat gegenüber Figur 7 den Vorteil, dass das zur Auftriebs-Erzeugung aufgebrachte dauernd vorhandene Drehmoment nicht an der Blattneigungs-Verstellung beteiligt ist; da nur der zur zyklischen Beschleunigung der Gewichte 71 , 72 aufgebrachte Anteil des vom Antrieb stammenden Drehmomentes über die geneigte Pendelachse 22 in eine Steuerbewegung umgelenkt wird. Ein Gummischlauch 81 dient als elastische Verbindung zwischen Rotorwelle 84 und Zentralstück 10. Die Elastizität beinhaltet auch Torsions- Bewegungen, sodass die Zusatzgewichte die Drehbeschleunigungen schneller aufnehmen können als die Blatt-Einheit 75 und unabhängig hiervon. Für eine kollektive Blattverstellung kann anstelle des Gelenkes 80 die bei Figur 7 erklärte Scharnieranordnung vorgesehen werden, hier mit gerader Achse. Von der Drehkraft- Modulation werden zyklische Anteile an der Torsionsverbindung (Gummischlauch 81) entkoppelt aber durch die Gewichte 71 ,72 aufgenommen, umgekehrt werden nichtzyklische Anteile durch die Torsionsverbindung weitergeleitet. Wegen der Torsions-Elastizität der Scharnieranordnung kann Gummischlauch 81 auch entfallen. Ein zusätzliches Kipp- Scharnier 85, z.B. eine Material-Aussparung, kann in der Rotorwelle 84 zum Entkoppeln von Vibrationen aufgrund von Neigungskräften vorgesehen sein.
In Figur 7 und 8 kann sich die von den Gewichten eingenommene Drehebene von der Rotorblattebene zeitweise unterscheiden; die Differenz entspricht der Amplitude der um Achse 22 erfolgenden Pendelbewegungen und bewirkt die zyklische Anlenkung der Rotorblätter. Die Kreiselwirkung der Gewichte, die auch als Resonanzwirkung eines in der Fliehkraft hängenden Pendels aufgefasst werden kann, hat zur Folge, dass eine einzelne zyklische Änderung der Antriebskraft nur einen kleinen Anteil an der um Achse 22 induzierten Amplitude bewirken, diese Anteile sich aber mit jeder gegebenen Änderung resonanzartig aufsummieren. Dies entspricht einer definierten Roll- oder Nick- Rate der Gewichts-Drehebene, deren Ausrichtung dann von den Rotorblättern übernommen wird.
Vorteil ist, dass eine sehr sensible Reaktion möglich ist, die nur eine geringe Modulation der Antriebskraft und somit am Antrieb nur einen geringen Leistungs-Überschuss erfordert. Gegenüber dem Stand der Technik haben diese Anordnungen den zusätzlichen Vorteil, dass sich die stabilisierende Kreiselmasse gänzlich unbeeinflusst von Luftkräften bewegt, da an der Stabilisatorstange nicht die üblichen Paddel nötig sind, und daher die gesteuerte Flugneigung gegenüber Störungen erheblich stabiler ist.
Figur 9 zeigt eine in sich rotierende Ausführung mit Gegenrotor, dessen Blätter flexibel sind. Die Flexibilität betrifft insbesondere eine erhöhte Biegbarkeit entlang der gestrichelt gezeichneten Linien. Dies kann durch Materialverdünnung an diesen Stellen erreicht werden. Die Richtungen der Biegeachsen 90 sind bezüglich der Drehachse unsymmetrisch angeordnet; alternativ oder in Kombination hierzu können die Biegeachsen auch ungleich auf Rotorblätter verteilt sein. Die Wirkung ist, dass eine durch das Gegendrehmoment von Motor 2 und Hauptrotor 4 gegebene Beanspruchung der Blätter diese in eine unterschiedliche, d.h. zur Rotorachse unsymmetrische Verbiegung zieht. Im gezeichneten Fall stellen sich mehrere auf einer Seite gelegenen Blätter bei momentaner Drehmomentzunahme auf, und umgekehrt verflacht sich der Einstellwinkel mehrerer gegenüberliegender Blätter. Das Licht einer radial abstrahlenden modulierten Leuchtdiode 93 wird vom Boden empfangen und liefert dort zur Steuerung des Motors ein Synchronisationssignal . Dieses steuert eine zur Drehung synchrone Leistungsverstellung des Motors 2 über eine (nicht dargestellte) Fernsteuerung. Somit sind bei nur einem Motor alle denkbaren Richtungen steuerbar.
Figur 10 zeigt einen erfindungsgemäßen Rotor mit schützendem Außenring, wobei eine Blatteinheit 75 wie in Figur 7 gezeigt und erklärt aufgehängt und angesteuert ist. Die äußeren Blattenden sind drehbar an den Ring 11 verbunden, wozu ebenfalls ein elastischer Abschnitt oder ein Achslager dient. Eine weitere Blatteinheit 76 kann am Außenring fest angebracht sein. In der Mitte kreuzen sich die Blatteinheiten übereinander. Zur Stabilität ist auch obere Blatteinheit 75 mit der Rotorwelle verbunden. Diese Verbindung ist axial beweglich, sodass sie die zur Ansteuerung des unteren Blattes nötige Relativbewegung erlaubt.
Ein ähnlich aussehender Rotor kann auch in sich steif ausgeführt sein oder ohne die Biegeachsen 90, und stattdessen Ganzes über eine geneigte Kipp-Achse mit der Rotorwelle verbunden sein. Dann neigen sich nicht einzelne Blätter sondern der ganze Rotor und ändert den Auftrieb in seiner Richtung.
Figur 11 zeigt eine Ausführung mit einem Torsionsstück, dessen Außenteil 10b gegenüber dem Innenteil 10a begrenzt verdrehbar ist und die über Kipp-Achsen 80a, 80b befestigten Rotorblätter 20, 30 trägt. Die im Torsionsstück bei Drehbeschleunigung auftretenden Verdrehungen lenken über die Gestänge 8a, 8b die Rotorblätter mit gegengleichen Anstellwinkel-Änderungen an.
Die beschriebenen Anordnungen können mit einer kollektiven Blattverstellung kombiniert werden. Hierzu können wie üblich Mischhebel zur Anlenkung der Rotorblätter vorgesehen werden. Die kollektive Steuerbewegung kann durch eine Schubstange im Inneren der Rotorwelle übertragen werden, sodass weder eine Taumelscheibe noch Drehbeschleunigungen am Rotor nötig sind. Die in Figur 8 gezeigte Ausführung muss lediglich so modifiziert werden, dass eine Schubstange 86 direkt an einer für die Achse 22 vorgesehenen Aufhängung angreift und diese in der Höhe verstellt, und dass statt Blatteinheit 75 zwei getrennt neigbare Blätter mit jeweils eigener Schubstange 82 und 83 vorgesehen und zu beiden Hälften der Stabilisatorstange 73 gekoppelt werden. Auf diese Weise erspart Stange 73 obendrein die Mischhebel. Allgemein kann für die kollektive Blattverstellung eines tragenden Hubschrauber-Rotors ein Gestänge im Inneren einer Rotorwelle untergebracht sein und die Steuerbewegung übertragen. Die nachfolgende Beschreibung gilt für alle zuvor beschriebenen Ausführungsbeispiele:
Die Erfindung beinhaltet Bausätze zum Zusammenbau einer erfindungsgemäßen Vorrichtung, sowie Nachrüstsätze mit zum Umbau eines herkömmlichen Drehflüglers in eine erfindungsgemäße Vorrichtung geeigneten und vorgesehenen Bauteilen.
Der beschriebene Winkel α einer geneigten Kippachse 22 kann auch gegenüber der Rotorblattebene definiert sein; der Unterschied tritt insbesondere dann auf, wenn wie in Figur 8 die geneigte Achse nicht die Rotorblätter betrifft, aber die Rotorblattebene ihrerseits gegenüber der Rotorwelle beweglich ist. Die Neigung kann auch als ein Winkel y gegenüber der Rotoachse definiert sein.
Die gesteuerte Bewegung eines Rotorblattes kann allgemein eine Verschiebung oder Verdrehung um eine oder mehrere auch kombinierte Translations- und / oder Drehachsen sein. Die Bewegung kann auf eine gewissen Amplitude eingeschränkt sein und ist so durchzuführen, dass allgemein eine aerodynamische Kraft variiert, verlagert oder anderweitig beeinflusst wird.
Eine Ansteuerung oder Verstellung einer Blatt-Neigung (Anstellwinkel) kann vom inneren Blatt-Ende aus erfolgen. Alternativ oder zusätzlich kann Verstellung der Blatt-Neigung vom äußeren Blatt-Ende aus erfolgen. Das Blatt kann verwindungssteif sein oder es kann sich bei Verstellung in seiner ganzen Länge oder abschnittsweise verwinden. Verwindung In Kombination mit der Ansteuerung vom äußeren Blatt-Ende hat den zusätzlichen Vorteil, dass die Auftriebs-Änderungen mit dem Radius längs des Blattes zunehmen, entsprechend dem für eine Einleitung einer Neigung bestehenden Bedarf.
Die Flexibilität des Blattes und / oder dessen Aufhängung lässt sich zu dessen Ansteuerung auszunutzen. Hierzu kann das Blatt und dessen Ansatz so geformt werden, dass die das Blatt antreibende Kraft in eine das Blatt neigende Kraft umgelenkt wird. Eine flexible Vorrichtung, welche die Antriebskraft in eine zusätzlich zur rotierenden Blattbewegung erfolgende Blattverstellung umlenkt, muss nicht auf eine Stelle der Vorrichtung eingeschränkt sein. Sie kann in einer inneren und / oder äußeren Blattaufhängung und / oder im Verlauf des Blattes durch dessen Formgebung dargestellt sein.
Eine Auftriebsänderung kann auch mit einer Störklappenvorrichtung erreicht werden, die an mindestens einem Rotorblatt oder einem Teil desselben vorgesehen ist und eine zyklische Auftriebsverminderung ermöglicht, oder durch eine zusätzliche Bremsklappe. Begriff "Rotorblatt" und "Blattverstellung" beinhalten hier allgemein auch solche Störklappen oder Bremsklappen, ebenso wie auch die horizontale Verstellung in Figur 2. Alternativ oder in Kombination hierzu kann der Luftwiderstand variiert werden. Dies kann mit einem eigenen am Rotor befindlichen Blatt oder Teil eines solchen erreicht werden, welches mit wesentlicher Querlage und beweglich gegenüber der Luftströmung angebracht ist, sodass es wie eine Bremsklappe wirkt, deren Bremskraft sich zyklisch variieren lässt. Eine solche Steuerung kann eine horizontale Flugbewegung induzieren, auch ohne eine Schräglage.
Es kann wünschenswert sein, bei fehlender Drehkraft-Modulation eine möglichst neutrale Mittelstellung und nur bei höher oder niedriger Antriebskraft eine Auslenkung in die eine oder andere Richtung zu erreichen. Insbesondere für die zyklische Steuerung ist eine Mittelstellung zum Vermeiden von Unsymmetrien wünschenswert. Hierzu können krafterzeugende oder -erwidernde Mittel so eingerichtet sein, dass sie die Wirkung des vom normalen Antrieb stammenden mittleren Drehmomentes aufnehmen oder ausgleichen. Hierfür kann ein elastischer Körper vorgesehen sein, der in Mittelstellung geeignet vorgespannt ist, und / oder die Fliehkraft eines mitdrehenden Körpers ausgenutzt werden.
Zur Kraftverminderung an den zur Steuerung rasch hin- und her zu bewegenden Massen können rückstellende Kräfte vorgesehen sein. Diese können mit den Massen eine Resonanz bilden; deren Frequenz kann vorzugsweise abgestimmt sein auf die Umdrehungszahl des Rotors, sodass in erster Linie die beabsichtigten zyklischen Änderungen durch die Resonanz unterstützt oder verstärkt werden. Dies hat den zusätzlichen Vorteil, dass die erreichte zyklische Verstellung auch dann mit großer Genauigkeit neutral bleibt, wenn gleichzeitig zur Flughöhensteuerung eine nicht-zyklische Verstellung der Antriebskraft erfolgt. Auch für diese Rückstellkräfte können elastische Kräfte oder Zentrifugalkräfte herangezogen werden. Die Verwendung eines in der Zentrifugalkraft hängenden Pendels ist vorteilhaft, weil die Pendelfrequenz automatisch, auch bei variierender Drehzahl, hierauf abgestimmt ist. Ein solches Pendel lässt sich auch als Kreisel betrachten, wobei die Pendelbewegung einer gegenüber der Rotorblattebene abweichenden Kreisel-Ebene entspricht. Bei einem Rotorsystem mit ausladenden Gewichten (71,72) können die Gewichte zusätzlich elastisch beweglich sein in Richtung axial zur Rotordrehung, etwa durch Biegung einer Stange (73). Die Elastizität kann mit den Massen eine Resonanz bilden. Deren Frequenz kann vorteilhafterweise auf ungefähr das Doppelte der Rotordrehzahl abgestimmt sein
Als Abtastvorrichtung zur Synchronisation mit der Rotordrehung kann eine mit Kontakt oder drahtlos koppelnde Vorrichtung dienen, etwa optisch, magnetisch oder elektromagnetisch. Eine Markierung, ein Sender oder ein Empfänger kann am Rotor mitdrehend befestigt sein, das Gegenstück kann an einem stillstehenden Teil des Flugkörpers oder auch am Boden vorgesehen sein. Letzteres ermöglicht eine Synchronisation auch für sich vollständig drehende Tragflügler. Diese Kopplung kann vorteilhaft kombiniert werden mit der für eine Fernsteuerung vorgesehenen drahtlosen Verbindung. Hierfür kann der Empfänger eine Richtempfindlichkeit aufweisen, und die aktuelle Empfangsstärke, die mit der Drehstellung variiert, ausgewertet und zur Synchronisation der zyklischen Steuerung verwendet werden. Bei einer optischen Übertragung kann hierfür ein Infrarot-Empfänger oder -Sender mit am Rotor radial ausgerichteter Richtcharakteristik verwendet werden; bei einer Funkübertragung kann empfängerseitig eine mitdrehende Antenne mit definierter Richtcharakteristik vorgesehen werden.
Zur Erzeugung zyklischer Beschleunigung kann auch der Antriebsmotor so gestaltet sein, dass dessen abgegebenes Drehmoment von der Drehstellung oder Achs-Winkelstellung abhängt. Hierzu kann beispielsweise ein Mehrphasenmotor, etwa ein kollektorloser Elektromotor dienen, dessen Phasen mit unsymmetrischer Leistung gespeist werden. Auch kann eine seiner Phasen als Synchronisationssignal dienen, welches für eine Modulation der Leistung verwendet werden kann. Eine weitere Möglichkeit ist ein zusätzlicher an den Rotor angekoppeler Geber, der eine Zusatzkraft oder eine Zusatzbewegung einspeist oder die Rotordrehung auf andere Weise zyklisch moduliert. Hierzu kann ein mitdrehender Exzenter oder Pleuel dienen, der mit einer von der Steuergabe abhängigen Kraft beaufschlagt wird, etwa über einen elastischen Körper und/oder einen Magneten, und somit an die Rotorwelle abwechselnd ein bremsendes und beschleunigendes Drehmoment abgibt. Eine weitere Möglichkeit ist eine verstellbare exzentrische Masse vorzusehen, welche von der Rotorwelle angetrieben wird und eine zur Rotordrehung synchrone Unwucht oder Beschleunigung erzeugt, und die Beschleunigungskraft ihrerseits in die Drehung der Rotorwelle zurückzuspeisen oder einzumischen. Diese Varianten sind auch für Tragschrauber mit einem tragenden aber nicht angetriebenen Rotor sinnvoll. Erfindungsgemäß können Steuersignale als Drehkräfte über die Rotorwelle übertragen werden, auch ohne dass eine Antriebsenergie übertragen wird.
Die Begriffe Rotorachse, Rotorwelle oder Antriebswelle müssen nicht bedeuten, dass ein dementsprechendes Teil separat vorhanden ist; allgemein kann es eine gedachte Achse, oder ein Abschnitt eines beliebigen, die Antriebskraft übertragenden oder den Rotor tragenden Materials sein. Die Erfindung umfasst demnach sowohl Vorrichtungen, bei denen der Rotor über eine explizite Rotorwelle angetrieben wird als auch solche, bei denen eine andere Dreh-Lagerung, und / oder beispielsweise ein mitdrehender Antriebsmotor oder Außenläufer-Motor vorgesehen ist.
Eine Ausführung der Erfindung beinhaltet neben einem Rotor einen Gegenrotor, der das Gegendrehmoment des Antriebs aufnimmt und in einer Gegendrehung ausnutzt. Die erfindungsgemäße Blattverstellung kann vorteilhaft im Gegenrotor realisiert werden. Dessen Drehzahl kann erheblich kleiner sein; dementsprechend kann die Antriebskraft langsamer moduliert sein.
Die Erfindung kann sowohl für Hubschrauber mit stillstehendem Rumpf angewandt werden, wobei auch solche mit mehreren tragenden Rotoren beinhaltet sind und solche mit Rotor und koaxialem Gegen-Rotor, als auch bei völlig eigen-rotierenden Flugkörpern, bei denen die Antriebseinheit und auch die Steuerung mit einem Gegenrotor verbunden ist und mitdreht. Bei in-sich rotierenden Flugkörpern ergibt sich für die erfindungsgemäße zyklische Blattverstellung ein zusätzlicher Vorteil dadurch, dass im zeitlichen Mittel der Schwerpunkt naturgemäß stets zentrisch ist. Da auch keine anderen Geräte-bedingte Driften auftreten können, genügen zur Steuerung der Flugrichtung sehr kleine zyklische Änderungen.
Die Erfindung kann verwendet werden bei Drehflüglern mit mehreren Rotoren mit zur Neigungssteuerung getrennt variabler Antriebskraft. Hierbei können einzelne Rotoren mit der beschriebenen kollektiven Blattverstellung versehen sein, für ein rascheres Steuerverhalten.
Die auf Drehmoment-Änderungen reagierende kollektive Blattverstellung kann erfindungsgemäß an einem Heckrotor vorgesehen werden, auch wenn der Hauptrotor herkömmlich ausgeführt ist. Hierbei kann für den Heckrotor ein separater Antriebsmotor vorgesehen sein. Diese Ausführung ermöglicht den Vorteil einer rasch reagierenden Hochachsensteuerung auch über Motorkraftverstellung.
Vorteilhaft für ein einfaches Steuerverhalten können tragende Rotorblätter der Länge nach so gebogen sein, dass ihre äußeren Enden nach unten weisen, also die Oberseite zumindest teilweise konvex ist. Somit kann, wie bei einem Frisbee, eine Druckpunktwanderung nach vorne weitgehend vermieden werden, die normalerweise den Auftriebsmittelpunkt aus der Rotormitte heraus zur Luvseite verschiebt und wegen der Präzessions-Wirkung der Rotordrehung ein seitliches Ausbrechen zur Folge hätte.
Vorteilhaft zur Erhöhung der Bruchsicherheit kann zwischen Rumpf und Rotor eine trennbare Kupplung, etwa eine Schnappverbindung in der Rotorwelle, vorgesehen werden.
Die luftkraftbeeinflussende Vorrichtung im Rotor kann auch so ausgelegt sein, dass sie auf solche zyklischen Änderungen reagiert, deren Frequenz ein Vielfaches der Rotordrehzahl ist.
Der Begriff Blattverstellung ist nicht auf Anstellwinkel eingeschränkt. Die Erfindung kann wie folgt zusammengefasst werden: Eine Rotorblattverstellung oder allgemein Luftkraft-beeinflussende Einrichtung benötigt keine Taumelscheibe, sondern reagiert auf zyklische und / oder nichtzyklische Beschleunigungen einer den Rotor gegebenen Drehgröße. In Abhängigkeit der gewünschten Steuerbewegung kann die Antriebskraft moduliert werden und das Steuersignal als Drehmoment über die Rotorwelle zum Rotor übertragen. Dort können die Änderungen als eine das Rotorblatt verstellende Kraft mechanisch eingeleitet oder umgelenkt werden. Mit nur einem einzigen Antriebsmotor können alle Flugbewegungen gesteuert werden.
Rotorsystem, wobei ein vorzugsweise mittels eines Elektromotors an einen Rotor (3, 4) gegebenes Drehmoment in Abhängigkeit eines Steuersignals periodisch und synchron zur Rotordrehung moduliert wird., wobei insbesondere die Modulation durch Variierung der elektrischen Ansteuerung in Abhängigkeit eines Steuersignals erfolgen kann. Das Steuersignal kann drahtlos vom Boden übertragen und empfangen werden.
Rotorsystem, mit Mitteln zum Erzeugen einer Gegenkraft, welche bei einer mittleren Antriebskraft dieser Kraft oder der daraus resultierenden Verstellwirkung entgegenwirken, sodass bei Überschreitung der mittleren Antriebskraft eine Verstellung in eine Richtung erfolgt und bei Unterschreiten in die Gegenrichtung.
Obiges Rotorsystem, wobei die Mittel zum Erzeugen einer Gegenkraft zumindest teilweise durch Ausnützung von Zentrifugalkräften implementiert sind.
Rotorsystem, bei dem als Luftkraft-beeinflussende Einrichtung mindestens ein Teil eines Rotorblattes (20, 30) gegenüber dem übrigen Rotor (3, 4) beweglich angebracht oder ausgeführt ist, und dass die Beweglichkeit in ihren Freiheitsgraden so eingerichtet ist, dass die Antriebskraft zumindest teilweise in eine das Rotorblatt (20, 30) verstellende Kraft eingeleitet oder umgeleitet wird.
Eine aerodynamische Kraft kann in mindestens einer der folgenden Größen variiert werden: Betrag von Auftriebs- oder Schubkraft , Angriffs-Ort eines Auftriebs, Richtung einer Auftriebsoder Schubkraft, Luftwiderstand.
Mindestens ein Rotorblatt (20, 30) kann gegenüber dem übrigen Rotor in der Weise beweglich oder flexibel angebracht sein, dass es bei Erhöhung eines antreibenden Drehmoments in seiner Drehbewegung zurückbleibt und bei Erniedrigung voreilt.
Mindestens ein Rotorblatt (20, 30) eines auftriebserzeugenden Rotors (3, 4) kann gegenüber seinem Antrieb (2) in der Weise beweglich oder flexibel angebracht sein, dass die eingenommene Ausrichtung der Drehachse variabel ist und sich bei zyklischen Drehmoment-Variationen gegenüber der ursprünglichen Ausrichtung verschiebt.
Rotorsystem, bei dem die äußeren Enden der Rotorblätter (20, 30) mit einem Ring (11) verbunden sind; ferner ein solches Rotorsystem mit einer inneren Aufhängung (21) der Rotorblätter (20, 30), welche geeignet ist, das antreibende Drehmoment zumindest teilweise in eine Zugkraft längs des Rotorblatts (20, 30) umzuleiten und mit einer an mindestens einem Rotorblatt-Ende zum Ring vorgesehene äußere Aufhängevorrichtung (24, 25; 34, 35), welche geeignet ist, die auftretende Zugkraft in eine Änderung des Anstellwinkels umzulenken.
Rotorsystem, bei dem die äußeren Enden der Rotorblätter (20, 30) mit einem Ring (11) verbunden sind; wobei die Aufhängung der Rotorblätter (20, 30) in der Weise gestaltet ist, dass das antreibende Drehmoment die inneren Enden der Rotorblätter gegenüber den äußeren voreilen lässt, und dass am äußeren Rotorblatt-Ende eine Aufhängevorrichtung (24, 25; 34, 35) vorgesehen ist, welche geeignet ist, die in Bezug zum Ring (11 ) auftretende Kippbewegung in eine Änderung des Anstellwinkels umzulenken. Anstellwinkel oder Einstellwinkel können zumindest teilweise durch Verwindung des Rotorblatts (20, 30) variierbar sein.
Rotorsystem, bei dem die Rotorblätter (20, 30) der Länge nach so gebogen oder gewölbt sind, dass sie an ihren äußeren Enden tiefer liegen als innen.
Die verschiedenen hier beschriebenen Erfindungsgedanken, Ausführungen und Verfahren können je nach Anwendung und beabsichtigte Eigenschaften beliebig kombiniert werden.

Claims

Patentansprüche
1. Rotorsystem mit mindestens einem Rotor (3, 4), gekennzeichnet durch folgende Merkmale: • Eine um eine Rotorachse erfolgende Drehung lässt sich zur Steuerung zyklisch beschleunigen oder variieren; • mindestens ein Teil (20, 30) des Rotors (3, 4) ist so gestaltet, aufgehängt oder angelenkt, dass es auf die resultierende Änderung einer Drehgröße mit einer die aerodynamischen Kräfte beeinflussenden Bewegung relativ zu oder zusätzlich zu seiner ursprünglichen Drehung um die Rotorachse reagiert.
2. Rotorsystem nach Anspruch 1 , gekennzeichnet durch eine an einem auftriebserzeugenden Rotor (3, 4) vorgesehenen verstellbaren Luftkraft- beeinflussenden Einrichtung (20, 30), wobei die Luftkraft-beeinflussende Einrichtung (20, 30) so ausgelegt ist, dass sie auf zyklische Änderungen einer auf den Rotor übertragenen Drehkraft oder Drehgeschwindigkeit reagiert.
3. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Teil (20, 30 / 71 , 72) des Rotors (3, 4) eine relativ zu einer Rotorwelle erfolgende eingeschränkte Bewegung ausführen kann, welche eine Bewegungskomponente in Drehrichtung des Rotors (3, 4) besitzt, und diese Bewegung an eine aerodynamisch wirksame Bewegung innerhalb des Rotors (3, 4) gekoppelt ist.
4. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Synchronisations- Vorrichtung (5) zum Erzeugen eines zur Rotordrehung synchronen Signals, einen Elektromotor (2) als Antrieb, und eine Vorrichtung (6) zur synchronen zyklischen Modulation dessen elektrischer Leistung.
5. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Rotorblatt (20, 30) in der Weise mit einer Masse (23, 33 / 71 / 11 ) versehen oder gekoppelt ist, dass Trägheitskräfte der Masse bei Auftreten von Drehbeschleunigungen eine den Anstellwinkel versteilende Kraft auf das Blatt ausüben.
6. Rotorsystem einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzliche Bewegung eine auf die zyklischen Änderungen ansprechende mechanische Resonanz aufweist.
7. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzliche Beweglichkeit durch Material-Elastizität und / oder Verwindung von zumindest Teilen des Rotors (3, 4) gegeben ist.
8. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die die aerodynamischen Kräfte beeinflussende Beweglichkeit um eine Achse gegeben ist, die gegenüber der Rotorblattebene oder gegenüber der zu einer Rotorwelle senkrechten Ebene in einem definierten Winkel (α) geneigt ist.
9. Rotorsystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die geneigte Achse die Beweglichkeit eines Rotorblattes betrifft.
10. Rotorsystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die geneigte Achse die Beweglichkeit eines quer zu den Rotorblättern ausladenden und eine Zusatzmasse tragenden oder beinhaltenden Körpers oder Stabilisatorstange betrifft, dessen Bewegung mit der Blatt-Neigung gekoppelt ist.
11. Rotorsystem nach Anspruch 10 , dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Rotorwelle und einem Rotorblatt eine Beweglichkeit vorgesehen ist, welche eine eingeschränkte Torsion um die Rotorachse erlaubt und an welcher die zwischen Rotorwelle und Zusatzmasse bestehende Verbindung nicht beteiligt ist, so dass bei Änderungen des Antriebs-Drehmomentes die Zusatzmasse rascher beschleunigt als die Rotorblätter.
12. Rotorsystem mit einer zur Vertikalsteuerung variierbaren Rotor-Antriebskraft, insbesondere nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine am Rotor (3, 4) vorgesehene Einrichtung (77, 78, 79), welche so gestaltet ist, dass sie zumindest einen Teil eines zum Rotor (3,4 ) übertragenen Drehmomentes mechanisch in eine auftriebs-beeinflussende Rotorblatt-Neigung umlenkt, wobei mindestens ein Rotorblatt bei Drehmoment Erhöhung seinen Anstellwinkel erhöht.
13. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Einrichtung (77, 78, 79) zur Umlenkung so gestaltet ist, dass ein während Drehbeschleunigungen auftretendendes Trägheits-Gegendrehmoment eine den Anstellwinkel verstellende Kraft auf mindestens ein Rotorblatt bewirkt, welche insbesondere bei positiver Drehbeschleunigung den Anstellwinkel erhöht und bei negativer Drehbeschleunigung den Anstellwinkel erniedrigt.
14. Rotorsystem nach einem der vorausgehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: • zumindest ein Bestandteil (23, 33 ; 71 , 72) des Rotors (3, 4), welcher zumindest einen Anteil der von der Rotorachse beabstandeten Rotormasse trägt oder beinhaltet, ist in der Weise flexibel oder beweglich gegenüber der Rotorachse angebracht, dass eine Drehbeschleunigung um die Rotorachse eine zusätzliche, relativ zur Rotordrehung erfolgende, insbesondere eingeschränkte Bewegung der Masse induziert; • mindestens ein Teil eines Rotorblattes (20, 30) ist mit der Masse in der Weise mechanisch verbunden oder daraus bestehend, dass die induzierte Bewegung zumindest teilweise eine Bewegung des Rotorblattes (20, 30) einschließt oder anregt; • die zusätzliche Bewegung des Rotorblattes (20, 30) vermag eine Veränderung einer aerodynamischen Kraft zu bewirken.
15. Rotorsystem nach einem der Ansprüche 2 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Luftkraft-beeinflussende Einrichtung am Heckrotor vorgesehen ist.
16. Bau- oder Nachrüstsatz für ein Rotorsystem, gekennzeichnet durch Bauteile, die zum Aufbau oder zum Nachrüsten eines Rotorsystems gemäß einem der vorausgehenden Ansprüche vorgesehen sind, und durch eine auf Drehmoment oder Drehbeschleunigung reagierende verstellbare Rotorblatt-Ansteuerung.
17. Bau- oder Nachrüstsatz nach Anspruch 26, gekennzeichnet durch eine Motorsteuerungs- Vorrichtung, welche eine zur Rotordrehung synchrone Motorkraft-Modulation beinhaltet.
18. Bau- oder Nachrüstsatz Anspruch 16 oder 17, gekennzeichnet durch ein Rotorteil (20, 30), das so gestaltet ist, aufhängbar oder anlenkbar ist, dass es auf Änderung einer Rotor-Drehgröße mit einer die aerodynamischen Kräfte beeinflussenden Bewegung relativ zu oder zusätzlich zu seiner ursprünglichen Drehung um die Rotorachse reagiert.
19. Drehflügler gekennzeichnet durch ein Rotorsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 18.
20. Verfahren zur Steuerung eines Drehflüglers, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte: • eine die Drehung eines Rotors (3, 4) betreffende Drehgröße wird als Funktion eines Steuersignals zyklisch variiert oder moduliert; • zumindest ein Teil der Drehgröße wird mechanisch an mindestens ein Teil des Rotors derart gekoppelt oder umgelenkt, dass dieses in eine Bewegung versetzt wird, die zusätzlich zu oder anders als seine ursprüngliche Drehung um die Rotorachse erfolgt; • mithilfe der zusätzlichen Bewegung wird ein aerodynamischer Parameter in mindestens einer der folgenden Größen beeinflusst: Auftriebs- oder Schub-Stärke, Auftriebs- oder Schub-Richtung, Angriffs-Ort des Auftriebs, Luftwiderstand.
21. Verfahren nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: • die Umlenkung erfolgt, indem zumindest ein Bestandteil des Rotors, welcher zumindest einen Anteil der von der Rotorwelle beabstandeten Rotormasse trägt oder beinhaltet und flexibel oder beweglich gegenüber der Rotorwelle angebracht ist, auf eine an der Rotorwelle auftretende Drehbeschleunigung mit einer relativ zur Rotordrehung erfolgenden zusätzliche Bewegung reagiert; • die zusätzliche Bewegung wird zumindest teilweise auf mindestens ein Teil eines Rotorblattes eingekoppelt oder übertragen, indem dieses mit der Masse mechanisch verbunden ist oder daraus besteht.
PCT/IB2005/050832 2004-03-08 2005-03-07 Drehflügler, rotorsystem und steuerung WO2005087587A1 (de)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102004011538.9 2004-03-08
DE102004011538 2004-03-08
DE102004032530.8 2004-07-06
DE102004032530.8A DE102004032530B4 (de) 2004-03-08 2004-07-06 Drehflügler und Steuerung

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2005087587A1 true WO2005087587A1 (de) 2005-09-22

Family

ID=34964545

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/IB2005/050832 WO2005087587A1 (de) 2004-03-08 2005-03-07 Drehflügler, rotorsystem und steuerung

Country Status (2)

Country Link
DE (1) DE102004032530B4 (de)
WO (1) WO2005087587A1 (de)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103823383A (zh) * 2014-03-13 2014-05-28 哈尔滨工业大学 一种研究控制律用的二自由度直升机模拟器
WO2014160526A2 (en) 2013-03-14 2014-10-02 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Passive rotor control mechanism for micro air vehicles
NO20150105A1 (en) * 2015-01-21 2016-07-18 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Thrust-generating rotor assembly
NO20160105A1 (en) * 2016-01-20 2017-07-21 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Resonant Operating Rotor Assembly
US11834164B2 (en) 2020-05-18 2023-12-05 Iqinetics Technologies Inc. Pulse-induced cyclic control lift propeller

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005046155B4 (de) * 2005-09-27 2014-02-13 Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh Hubschrauber mit koaxialen Hauptrotoren
DE102006042575A1 (de) * 2006-09-11 2008-03-27 Matthias Rupprecht Rotorkopfeinheit
DE102017111911A1 (de) 2017-05-31 2018-12-06 Dirk Brunner Antriebssystem für ein Fahrzeug
DE102017123536B4 (de) 2017-10-10 2021-08-19 Danfoss Power Solutions Aps Luftfahrzeug
DE102022126535A1 (de) 2022-10-12 2024-04-18 Universität Stuttgart, Körperschaft Des Öffentlichen Rechts Multicopter, sowie Rotoreinrichtung für einen Multicopter

Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2491191A (en) * 1944-02-15 1949-12-13 Sncaso Rotating-wing machine
US2498283A (en) * 1945-01-30 1950-02-21 United Aircraft Corp Drive for helicopters
US2680950A (en) * 1946-12-18 1954-06-15 Lewis D Burch Direct reaction rotary translation engine
GB760471A (en) * 1950-11-06 1956-10-31 Patrick David Lloyd Improvements in or relating to lift rotors for aircraft
US3032120A (en) * 1960-07-11 1962-05-01 United Aircraft Corp Helicopter with jet driven blades
GB908443A (en) * 1959-03-10 1962-10-17 Napier & Son Ltd Control apparatus for the power units of helicopters
US3108641A (en) 1961-03-16 1963-10-29 Taylor Dana Lee Helicopter control system
DE2433801A1 (de) 1974-07-13 1976-05-26 Ernst Pelzl Blattverstellvorrichtung an rotoren von hubschraubern, vorzugsweise modellhubschraubern
US3999886A (en) 1974-10-10 1976-12-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Hingeless helicopter rotor with improved stability
DE8505804U1 (de) 1985-03-01 1985-06-05 Dah Yang Toy Industrial Co. Ltd., Tainan Spielzeughubschrauber
US5188511A (en) * 1991-08-27 1993-02-23 United Technologies Corporation Helicopter anti-torque device direct pitch control
DE4316712A1 (de) 1993-05-19 1994-11-24 Thomas Fischer Selbstregelnde Luftschraube
WO1996001503A1 (en) 1994-07-06 1996-01-18 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Piezoelectric actuator
DE19528155C1 (de) 1995-08-02 1996-06-27 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Verdrehbares Rotorblatt aus faserverstärktem Kunstharz
US5842665A (en) * 1996-09-09 1998-12-01 Hmx, Inc. Launch vehicle with engine mounted on a rotor
WO2002070094A2 (de) 2001-03-06 2002-09-12 Heribert Vogel Fernsteuerbares fluggerät
DE10125734A1 (de) 2001-03-06 2002-09-26 Vogel Heribert Fernsteuerbares Fluggerät
WO2003039950A2 (en) 2001-11-07 2003-05-15 Rehco Llc Propellers, propeller stabilizers, and propeller related vehicles

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1202649B (de) * 1961-04-22 1965-10-07 Michel Albert Vurpillot Zweifluegeliger Propeller mit automatisch veraenderlicher Steigung, insbesondere fuer leichtere Sport- und Reiseflugzeuge
DE6930856U (de) * 1969-08-05 1972-12-21 Uwe C Seefluth Drehfluegelrotor fuer hubschrauberspielzeuge insbesondere fuer flugkreisel.
JPH03218787A (ja) * 1989-11-14 1991-09-26 Keyence Corp 飛行玩具におけるプロペラ回転面傾動装置
JP2998943B2 (ja) * 1991-05-31 2000-01-17 株式会社キーエンス プロペラを用いた玩具におけるプロペラ回転面傾動装置
FR2809026B1 (fr) * 2000-05-18 2003-05-16 Philippe Louvel Soucoupe volante electrique, pilotee et alimentee a distance
DE10052757A1 (de) * 2000-10-25 2002-05-08 Zf Luftfahrttechnik Gmbh Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung
DE20206936U1 (de) * 2002-05-02 2002-08-22 Dienlin, Sieghard, Dr., 55124 Mainz Drehzahlgesteuerter Modellhubschrauber

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2491191A (en) * 1944-02-15 1949-12-13 Sncaso Rotating-wing machine
US2498283A (en) * 1945-01-30 1950-02-21 United Aircraft Corp Drive for helicopters
US2680950A (en) * 1946-12-18 1954-06-15 Lewis D Burch Direct reaction rotary translation engine
GB760471A (en) * 1950-11-06 1956-10-31 Patrick David Lloyd Improvements in or relating to lift rotors for aircraft
GB908443A (en) * 1959-03-10 1962-10-17 Napier & Son Ltd Control apparatus for the power units of helicopters
US3032120A (en) * 1960-07-11 1962-05-01 United Aircraft Corp Helicopter with jet driven blades
US3108641A (en) 1961-03-16 1963-10-29 Taylor Dana Lee Helicopter control system
DE2433801A1 (de) 1974-07-13 1976-05-26 Ernst Pelzl Blattverstellvorrichtung an rotoren von hubschraubern, vorzugsweise modellhubschraubern
US3999886A (en) 1974-10-10 1976-12-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Hingeless helicopter rotor with improved stability
DE8505804U1 (de) 1985-03-01 1985-06-05 Dah Yang Toy Industrial Co. Ltd., Tainan Spielzeughubschrauber
US5188511A (en) * 1991-08-27 1993-02-23 United Technologies Corporation Helicopter anti-torque device direct pitch control
DE4316712A1 (de) 1993-05-19 1994-11-24 Thomas Fischer Selbstregelnde Luftschraube
WO1996001503A1 (en) 1994-07-06 1996-01-18 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Piezoelectric actuator
DE19528155C1 (de) 1995-08-02 1996-06-27 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Verdrehbares Rotorblatt aus faserverstärktem Kunstharz
US5842665A (en) * 1996-09-09 1998-12-01 Hmx, Inc. Launch vehicle with engine mounted on a rotor
WO2002070094A2 (de) 2001-03-06 2002-09-12 Heribert Vogel Fernsteuerbares fluggerät
DE10125734A1 (de) 2001-03-06 2002-09-26 Vogel Heribert Fernsteuerbares Fluggerät
WO2003039950A2 (en) 2001-11-07 2003-05-15 Rehco Llc Propellers, propeller stabilizers, and propeller related vehicles

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2969752A4 (de) * 2013-03-14 2017-01-18 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Passiver rotorsteuerungsmechanismus für mikroflugzeuge
WO2014160526A2 (en) 2013-03-14 2014-10-02 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Passive rotor control mechanism for micro air vehicles
CN105339262A (zh) * 2013-03-14 2016-02-17 宾夕法尼亚大学理事会 用于微型飞行器的被动旋翼控制机构
US9914535B2 (en) 2013-03-14 2018-03-13 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Passive rotor control mechanism for micro air vehicles
CN103823383A (zh) * 2014-03-13 2014-05-28 哈尔滨工业大学 一种研究控制律用的二自由度直升机模拟器
NO20150105A1 (en) * 2015-01-21 2016-07-18 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Thrust-generating rotor assembly
NO337961B1 (en) * 2015-01-21 2016-07-18 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Thrust-generating rotor assembly
US10377478B2 (en) 2015-01-21 2019-08-13 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Thrust-generating rotor assembly
NO20160105A1 (en) * 2016-01-20 2017-07-21 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Resonant Operating Rotor Assembly
WO2017125489A1 (en) 2016-01-20 2017-07-27 Prox Dynamics As Resonant operating rotor assembly
NO341222B1 (en) * 2016-01-20 2017-09-18 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Resonant Operating Rotor Assembly
US10960974B2 (en) 2016-01-20 2021-03-30 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Resonant operating rotor assembly
US11834164B2 (en) 2020-05-18 2023-12-05 Iqinetics Technologies Inc. Pulse-induced cyclic control lift propeller

Also Published As

Publication number Publication date
DE102004032530B4 (de) 2015-01-08
DE102004032530A1 (de) 2005-10-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69534767T2 (de) Hauptrotor system für hubschrauber
DE602004002376T2 (de) Rotor und flugzeug, die im schwebeflug passiv stabil sind
DE60200897T2 (de) Gekoppeltes Flugzeugrotorsystem
DE69534355T2 (de) Seitensteuerungs-und stabilisierungssystem für hubschrauber
EP1943143B1 (de) Flugzeug
DE102005046155B4 (de) Hubschrauber mit koaxialen Hauptrotoren
DE102007020609A1 (de) Flugobjekt mit Tandemrotoren
DE69907510T2 (de) Einblattrotor für einen hubschrauber
EP1320407B1 (de) Fernsteuerbares fluggerät
WO2009024115A2 (de) Resonanzantrieb für schlagflügelanordnung
WO2005087587A1 (de) Drehflügler, rotorsystem und steuerung
DE3873176T2 (de) Rotoranordnung eines drehfluegelflugzeuges.
DE1292498B (de) Steuer- und Stabilisierungseinrichtung fuer Hubschrauber
EP3140189A1 (de) Hubschrauber
DE10316095B4 (de) Drehflügelrotor
DE69221307T2 (de) Vorrichtung fur die automatische Stabilisierung der Gierbewegung eines Hubschraubers
DE10348981B4 (de) Rotor, insbesondere für ein Drehflugzeug
DE102010025718B4 (de) Hubschrauber-Rotorsteuereinrichtung
DE2658917A1 (de) Drehfluegel-flugzeug
DE202005004207U1 (de) Drehflügler und Rotorsystem
DE10125734B4 (de) Fernsteuerbares Fluggerät
DE102007035760A1 (de) Schlagflügelanordnung
DE3343187A1 (de) Drehfluegelflugzeug mit schlagfluegelantrieb
DE10316093B4 (de) Rotor für ein Drehflügelflugzeug sowie Verfahren zur Blattwinkelverstellung eines Rotors
DE102015107596B3 (de) Hubschrauber mit Einrichtungen zum Vermeiden des Mast Bumping

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AE AG AL AM AT AU AZ BA BB BG BR BW BY BZ CA CH CN CO CR CU CZ DK DM DZ EC EE EG ES FI GB GD GE GH GM HR HU ID IL IN IS JP KE KG KP KR KZ LC LK LR LS LT LU LV MA MD MG MK MN MW MX MZ NA NI NO NZ OM PG PH PL PT RO RU SC SD SE SG SK SL SM SY TJ TM TN TR TT TZ UA UG US UZ VC VN YU ZA ZM ZW

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): BW GH GM KE LS MW MZ NA SD SL SZ TZ UG ZM ZW AM AZ BY KG KZ MD RU TJ TM AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LT LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR BF BJ CF CG CI CM GA GN GQ GW ML MR NE SN TD TG

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
122 Ep: pct application non-entry in european phase