DE2207204A1 - Turbinenantrieb für Tragrotor für Drehflügelflugzeuge - Google Patents

Description

Patentanwälte prof.Dring. Robert Meldau Dipi.-ing. Gustav Moldau Dipi-ino. O. Elberizhagen Gütorsloh 1. Vennetr. 9, Postf. SS4<" Telefon: CO 82413 23434 + 2öl <

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5, Rue Jean-Mac§

92 SURESNES/Frankreioh

Turbinenantrieb für Tragrotor für Drehflügelflugzeuge

Es wird die Priorität der französischen Anmeldung STr. 71 o5 vom 18. Februar 1971 in Anspruch genommen

Gegenstand dieser Erfindung ist eine Antriebsvorrichtung für den Tragrotor eines Drehflügelflugzeugs.

Bei bisher bekannten Systemen dieser Art erfolgt der Antrieb des Tragrotors des Helikopters durch den Motor CKolbenmotor oder Gasturbine) über ein Übersetzungsgetriebe mit hohem Übersetzungsverhältnis. Da die Umfangsgeecfecladigkeit- der Rotoren aufgrund des raschen Ansteigens des Luftwiderstandes des eich vorwärtebewegenden Rotorblattes bei ilsisifilieiraag der

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Geschwindigkeit des Endes des Rotorblattes an Mach 1 auf Werte zwischen 210 und 230 m/Sek. begrenzt ist, muss die Rotordrehzahl recht niedrig bleiben und liegt bei kleinen Maschinen bei etwa 400 U/min und den grössten, heutigen Maschinen bei etwa 120 - 1^0 U/min. Da jedoch die Abtriebsdrehzahl des Motors selbst zwischen 3^00 U/min )Kolbenmotoren) und 6000 U/min (Abtriebswelle von Gasturbinen) liegt, muss das Übersetzungsverhältnis zwischen 8 und 50 liegen und die vom Übersetzungsgetriebe bei der zum Flug benötigten Leistung zu übertragenden Drehmomente sehr hoch sein und können bei sehr grossen Maschinen 60 000 mkg erreichen. Daraus folgt dann, dass die Getriebe schwer, kompliziert, teuer in der Anschaffung und Wartung und trotzdem störanfällig sind.

Ziel der erfindungsgemässen Vorrichtung ist die Abstellung dieser Nachteile. Sie ermöglicht den Fortfall des Übersetzungsgetriebes, wodurch das Flugzeug einfacher, robuster und leichter unter Beibehaltung eines ausreichenden Wirkungsgrades der Kraftübertragung wird.

Um dieses Ziel zu erreichen, besteht die erfindungsgemässe Vorrichtung praktisch aus einem ein- oder mehrstufigen, Leistung aufnehmenden Turbinenrotor, dessen Durchmesser etwa 10 Li ti 12 % des Durchmessers des Tragrotors beträgt, der angetrieben werden soll, und der unter einem niedrigen, vorzugsweise zwischen 1,k : 1 und 2 : 1 liegenden Druckverhältnis mit Druckluft oder Druckgas durch einen Druckluft- oder Druckgas-Generator beaufschlagt wird, der aus einem Zweikreis-Strohltriebwerk mit starker Verdünnung bestehen kann, von dem man entweder beide Kreise ausnutzt, indem man Warm- und KeIt-

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strom mischt, oder nur den Kaltstrom. Beim oben erwähnten Durchmesser kann die Turbine im Rumpf selbst untergebracht werden, ohne dessen Luftwiderstand zu erhöhen. Bei dieser Anordnung beträgt die Umfangsgeschwindigkeit der Turbine etwa 25 m/Sek, wodurch zusammen mit den Eigenschaften des Gasstroms gewährleistet ist, dass der Wirkungsgrad, bezogen auf das adiabatische Arbeitsvermögen der Druckluft oder des Druckgases, beim Eintritt in die Turbine mindestens 0,70 beträgt. Zur Gewährleistung der Sicherheit im Falle eines teilweisen Versagens kann der einzige Generator auch durch mehrere Generatoren ersetzt werden, von dsnen jeder nur einen bestimmten Teil des vor der Turbine liegenden Verteilers speist, damit der Ausfall eines von ihnen das Funktionieren der in Betrieb bleibenden nicht beeinträchtigt.

Wie bei Helikoptern mit mechanischer Kraftübertragung stützt sich das Antriebsdrehmoment des Rotors an der Flugzeugzelle ab und muss ausgeglichen werden. Das kann auf unterschiedliche Weise geschehen, wie etwa dadurch, dass man dem oder den Generatoren, die die leistungsaufnehmende Turbine speisen, die zinn Antrieb einer herkömmlichen, drehmomentaufhebenden, verkleideten oder nichtverkleideten Heckschraube erforderliche Leistung aufnimmt, oder dadurch, dass man die Expansion der die leistungsaufnehmende Turbine durchströmenden Druckluft einschränkt und den Austrittsstrom dieser Turbine am hinteren Rümpfende in der Richtung entweichen lässt, die dazu geeignet ist, das Antriebsdrehmoment auszugleichen und die Lenkung des Flugzeuge beim Kurvenflug sicherzustellen.

Die beigefügten Abbildungen zeigen anhand Beispielen verschie-

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dene Ausführungsformen der erfindungsgemässen Vorrichtung. Wie Fig. 1 zeigt, besteht die Vorrichtung aus einem Druckluftgenerator, der aus einem Motor 1 bestehen kann, der einen Axialverdichter 2 antreibt, der -wie erwähnt- Druckluft bei niedrigem Druckverhältnis erzeugt. Der vom Verdichter erzeugte Druckluftstrom wird durch den Kanal 3 zur leistungsaufnehmenden Turbine k geleitet, die je nach dem gewählten Druckverhältnis zwei-, drei- oder vierstufig sein kann und direkt auf die Welle 5 des Tragrotors 6 aufgekeilt ist. Die nach Durchströmen der leistungsaufnehmenden Turbine k entspannte Luft wird im Austrittskasten 7 aufgefangen und in einer Leitung 8 zum hinteren Ende 9 des Rumpfes geleitet, wo sie seitlich durch eine Düse 10 mit veränderlichem Querschnitt in einer Richtung ausgestossen wird, bei der ihre Gegenkraft der des Antriebsdrehmomente auf den Rumpf entgegenwirkt.

Fig. 2 zeigt eine Ausführungsform dieser Düse, bei der der Austrittequerschnitt der Düse durch Betätigen der die Seitenwände der Düse bildenden Klappen 11 und 12 verstellt werden kann, um die Kraft zu regulieren, die sie ausübt, um damit die Lenkung des Flugzeugs beim Kurvenflug sicherzustellen.

Fig. 3 zeigt eine Ausführungsform, bei der ein die Turbine verlassender und im Austrittskasten 7 aufgefangener Luftstrom nach hinten durch eine Düse 13 so ausgestossen wird, dass eine Kraft erzeugt wird, die beim Geradeaueflug die Zugkraft des Rotors verstärkt. Bei dieser Ausführungsforη erfolgt der Ausgleich des Antriebedrehmoments durch eine gewöhnliche, drehmomentaufhebende, verkleidete oder nichtverkleidete Heckschraube Ik, die über eine herkömmliche, mechanische Kraft-

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übertragung 15 durch den Motor 1 angetrieben wird.

Die Figuren k und 5 zeigen eine Ausführungeform, bei der die Erzeugung der Druckluft und der Mischung aus Druckluft und Druckgas durch zwei Generatoren 21 und 22 erfolgt, die jeweils eine Hälfte des Verteilers 23 speisen, der vor der ersten Stufe der leistungsaufnehmenden Turbine k angeordnet ist, die direkt auf die Rotorwelle 5 aufgekeilt ist. Auf diese Weise beeinträchtigt der Stillstand eines der Motoren das Funktionieren des weiterlaufenden Generators nicht, dessen Druckluftdurchsatz durch den Durchlassquerschnitt desjenigen Teils des Verteilers bestimmt wird, den er speist. Das Antriebsdrehmoment kann durch eine der vorstehend beschriebenen MaBenahmen ausgeglichen werden, nämlich entweder mit Hilfe der herkömmlichen, drehmomentaufhebenden Heckschraube oder durch Ausnutzung des Restschubs des Druckluftstroms am Auslass der leistungsaufnehmenden Turbine.

Fig. 6 zeigt eine andere Ausführungsform einer zweimotorigen Anlage, bei der die beiden Generatoren 21 und 22 gemeinsam den ganzen Erststufenverteiler 23 vor der Leistungsaufnehmenden Turbine k über den gemeinsamen Sammelbehälter 2k speisen.

Die Anzahl der die leistungsaufnehmende Turbine speisenden Generatoren kann beliebig sein, und die Figuten 7 und 7bis zeigen die Anwendung dieser Anordnung auf einen schnellfliegenden oder kombinierten Helikopter, bei dem der Rotor beim Schnellflug seiner Vortriebefunktion enthoben ist, da das Flugzeug dann durch Hilf»vortrieb«aggregate -Turbotriebwerke oder Turbostrahltri*bw«rk·« vorangetrieben wird.

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In der dargestellten Form besteht die Vorrichtung aus zwei Generatoren 21 und 22, die Druckluft in zwei Sammelleitungen' 25 und 26 abgeben, die mit Leitklappen 27 und 28, 27* und 28* versehen sind. Beim Flug auf der Stelle oder bei Langsamflug (Fig. 7) leiten die Leitklappen 27 und 28, 27* und 28· den von den Generatoren 21 und 22 gelieferten Druckluftstrom zur leistungsaufnehmenden Turbine 4, die den Tragrotor antreibt.

Der Ausgleich des Antriebsdrehmomente erfolgt durch eine der weiter oben beschriebenen Massnahmen. Beim Schnellflug (Fig. 7bis) leiten die Leitklappen 27 und 28, 27* und 28' den Vortriebsstrom durch die Direktvortriebsdüsen 29 und JO in Richtung des Flugzeughecks.

Diese Anordnung kann offensichtlich eine beliebige Anzahl von Motoren umfassen, und Fig. 8 zeigt ihre Anwendung auf den Antrieb eines Helikopters mit gegenläufigen Rotoren. Bei dieser Ausführungsform ist der vor der leistungsaufnehmenden Turbine angeordnete Verteiler beweglich ausgeführt und wird damit zu einem leistungsaufnehmenden Rad. Der von dem Generator oder den Generatoren 1 erzeugte Druckluft- oder Druckgasstrom treibt mit gleichen Drehmomenten, aber in gegenläufigen Drehrichtungen die Turbinenräder k und k* an, die kraftschlüssig mit den Rotoren 6 bzw. 6* verbunden sind. Dabei gleichen sich die Drehmomente gegenseitig aus; man benötigt damit keinen drehmomentaufhebenden Rotor.

Die erfindungsgemässe Vorrichtung ist für den Antrieb von Tragrotoren von Drehflügelflugzeugen gedacht, wobei es sich um reine Helikopter, kombinierte Helikopter oder um als HeIi-

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kopter oder als normale Flugzeuge benutzbare Luftfahrzeuge handeln kann.

Aufgrund der Fortschritte auf dem Gebiet des Turbinenbaus ist es auf diese Weise möglich, die störanfälligen Organe -Getriebe, gegebenenfalls drehmomentaufhebender Rotor- bei einem für den Betrieb als Helikopter, zufriedenstellenden Wirkungsgrad der Kraftübertragung durch einfachere Elemente zu ersetzen.

Im Falle kombinierter Helikopter führt die Verwendung von Zwei· kreis-Strahltriebwerken mit hohem Verdünnungsverhältnis, bei denen beim horizontalen Schnellflug Warm- und Kaltstrom nach hinten ausgestossen werden, zu einem hohen Vortriebswirkungsgrad.

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Claims (8)

PATENTANSPRÜCHE

1. Vorrichtung für den Antrieb des Tragrotors eines Drehflügelflugzeugs durch eine Turbine, dadurch gekennzeichnet, dass sie aus einer langsamlaufenden, leistungsaufnehmenden Freiturbine besteht., die mit Druckluft oder Druckgas unter niedrigem Druck gespeist wird und ohne Übersetzungsgetriebe direkt mit dem Rotor verbunden wird.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Generator, der die mit dem Rotor verbundene und ihre Leistung an den letzteren abgebende Freiturbine speiet, aus ei· nein einstufigen Axialverdichter besteht, der durch einen Kolbenmotor angetrieben wird.

3* Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Druckluftgenerator, der die mit dem Rotor verbundene und ihre Leistung an den letzteren abgebende Freiturbine speist, aus einem Zweikreis-Strahltriebwerk mit starker Verdünnung besteht.

k· Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das von der mit dem Rotor verbundenen, leistungsaufnehmenden Freiturbine ausgeübte Antriebsdrehmoment dadurch ausgeglichen wird, dass der Auslasstrom der Turbine zum hinteren Ende des Rumpfes geleitet und dort in der geeigneten Richtung durch eine Düse mit verstellbarem Querschnitt oder verstellbarer Richtung oder mit beidem ausgestossen wird.

5. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Speisung der mit dem Rotor verbundenen+ leistungsaufnehmenden Freiturbine durch mehrere Generatoren erfolgt.

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6. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass jeder Generator einen anderen Teil der leistungeaufnehmenden Freiturbine speist.

7· Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass beim schnellen Horizontalflug der Vortrieb des Flugzeugs zumindest zum Teil durch das Ausstossen des vom Turbogenerator oder den Turbogeneratoren erzeugten Druckluft- oder Druckgasstroms nach hinten erfolgt.

8. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die mit dem Tragrotor direkt verbundene und ihre Leistung
an den letzteren abgeltende Freiturbine durch zwei gegenläufige Freiturbinen ersetzt wird, die direkt mit zwei ebenfalls gegenläufigen Rotoren verbunden sind und mit derselben Drehzahl
laufen.

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