DE2207204A1 - Turbinenantrieb für Tragrotor für Drehflügelflugzeuge - Google Patents
Turbinenantrieb für Tragrotor für DrehflügelflugzeugeInfo
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
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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 <
G 395 Wi-kj
GIRAVIONS DOEAIiD
Soci§t§ Iranoaise
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)
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.
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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Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR7105471A FR2125192B3 (de) | 1971-02-18 | 1971-02-18 |
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Publication Number | Publication Date |
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ID=9072086
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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---|---|
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FR (1) | FR2125192B3 (de) |
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1971
- 1971-02-18 FR FR7105471A patent/FR2125192B3/fr not_active Expired
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1972
- 1972-02-16 DE DE19722207204 patent/DE2207204A1/de active Pending
- 1972-02-17 GB GB732272A patent/GB1361548A/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
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