DE585109C - - Google Patents

Description

DEUTCOIIl-S RIiICIl

AUSGEGEBEN AM 3.0KT0BER 1933

REICHSPATENTAMT

PATENTSCHRIFT

^ JVr 585 K)9
KLASSE 62 b GRUPPE 25 02

C 47170 XIJ62 b Tag der Bekanntmachung über die Erteilung des Patents: 14. September

The Cierva Autogiro Company Limited in London Flugzeug mit Tragflächenrotor

Patentiert im Deutschen Reiche vom 19. November 1932 ab

Die Priorität der Anmeldungen in Großbritannien vom _ib. Dezember 1931 tmd 30. Juli 103;

ist in Anspruch genommen.

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug·, das während des Fluges im wesentlichen von einem Tragflächenrotor getragen wird. Dabei besteht dieser Tragflächenrotor in der Hauptsache aus einer um eine im wesentlichen senkrechte Achse drehbaren Nabe und mehreren Tragflächen, die an dieser Nabe befestigt sind. Der Rotor ist befähigt, sich allein unter der Wirkung des während des Fluges auftretenden Fahrtwindes ununterbrochen zu drehen und auf Grund dieser Drehbewegung des Rotors das Flugzeug in der Luft zu halten, gleichgültig, ob Mittel vorgesehen sind, mit denen der Rotor entweder zum Zwecke der Erteilung einer anfänglichen Drehung des Rotors vor dem Abfliegen .des Flugzeuges oder zum Zweck der Ergänzung der Wirkung der aerodynamischen Kräfte bei der Aufrechtcrhaltung der Drehung des Rotors in manchen Fluglagen angetrieben werden kann. Bei diesen Flugzeugen ist der Tragflächen rot or ferner so ausgebildet, daß die resultierende aerodynamische Reaktionskraft auf das Flugzeug beim Rollen ein Kippmoment ausübt, das fast vernachlässigt werden kann; dabei handelt es sich um das Überschlagmoment, das in einer die Rotorachse enthaltenden und quer zur Flugrichtung liegenden- Ebene um die Mitte der •Rotorscheibe herum auftritt. Der Rotor ist ferner so ausgeführt, daß die Wirkung der gyroskopischen Präzession fast nahezu aufgehoben ist.

Bei Rotoren dieser Art können die Tragflächen an der Rotornabe nachgiebig in der Weise angeordnet sein, dafi jede einzelne Tragfläche um eine quer zu ihrer Spannweite verlaufende Achse drehbar ist. Als Schwenkachsen kommen dabei tatsächliche Drehzapfen oder auch biegsame, solchen Drehzapfen äquivalente Kupplungen in Betracht. Diese Drehzapfen verlaufen im allgemeinen waagerecht; in manchen Fällen können die Schwenk-■ achsen jedoch auch geneigt zu der senkrecht zur Drehachse des Rotors stehenden Ebene verlaufen. Die Kupplung zwischen den einzelnen Rotortragflächen und der Rotornabe schließt ferner auch eine senkrechte Schwenkachse ein, um welche die Tragfläche unabhängig von anderen Bewegungen in der Drehebene des Rotors schwingen kann.

Die Erfindung bezweckt, die zur Stabilisierung und Steuerung eines Flugzeuges der obengenannten Art dienenden Einrichtungen zu verbessern. Das wird durch Verw emlung eines Rotors erreicht, der während, der normalen Flugvorgänge sowohl die hauptsächlichste Traglast als auch die Steuerung des

l⁷Iu,q\en£_Cs übernimmt. Die letztere Funktion wird nadurch ausgeführt, daß entweder die N^'g'uug oder die Lage oder sowohl die Neigung als auch die Lage der Rotorachse in bezug auf um Flugzeugrumpf entweder in der Längsrichtung oder in seitlicher Richtung oder auch sowohl in der Längsrichtung als auch in seitlicher Richtung geändert werden kann. Bei Anwendung dieses Grundsatzes

ίο kann eine außerordentlich kräftige Steuerung sowohl beim Stampfen als auch beim Rollen des Flugzeuges erreicht werden. Ferner kann durch Anwendung weiterer nachstehend beschriebener Merkmale der Erfindung eine wirksame Steuerung des Flugzeuges· gegen Abtrieb erzielt werden, wobei ein besonders steuerbares Ruder der bisher üblichen Art im Bedarfsfalle in Wegfall kommen kann.

Nach der Erfindung kann einem Flugzeug durch Anwendung der obengenannten Stabilisierungsmerkmale am Rotor selbst in einem solchen Maße ein^ Selbststabilität beim Stampfen und Rollen des Flugzeuges verliehen werden, daß seitliche nicht drehbare Sta-

a5 bilisicrungsilügt'l gegen Rollen des Flugzeuges. überhaupt in Wegfall kommen können und ferner die übliche waagerechte Stabilisicrungsschwanzfläche des Flugzeuges gegen Stampfen erheblich kleiner ausfallen kann, als das bisher möglich war. Möglicherweise kann diese Schwanzstabilisierungsfläche ganz in Wegfall kommen. Infolge der durch die Steuerbewegungen der Rotorachse möglichen kräftigen Steuerung des Flugzeuges beim Stampfen und Rollen können gleichzeitig im Bedarfsfalle die bisher für die Seiten- und Längssteuerung verwendeten Querruder und Höhensteuer fortfallen.

Es ist ferner wünschenswert, daß die Stabilität vorhanden ist, gleichgültig, ob die vom Piloten bedienten Steuervorrichtungen gesperrt oder frei sind. Dieses Erfordernis kann in anderer Weise dadurch ausgedrückt werden, daß zur Stabilität des ganzen Flugzeuges die Stabilität der Steuerungen vorteilhafterweise hinzukommt; denn wenn dasselbe Organ, in diesem Falle der Rotor, sowohl zum Tragen als auch zum Steuern dient, schließt das Erfordernis der Stabilität des Flugzeuges bei freien Steuerungen auch das Erfordernis der Stabilität der Steuerungen ein. Letzteres bedeutet, daß die vom Piloten bedienten Steuerungen die Tendenz haben, in eine neutrale Lage zurückzukehren, sobald sie freigelassen werden.

Wenn dieses Erfordernis auftritt, so ist es ferner zweckmäßig, daß das Flugzeug bei freigelassener Steuerung und bei stetiger Vorwärtsgeschwindigkeit ohne Schlagseite trimmt.

Diese Erfordernisse werden bei der vorliegenden Erfindung berücksichtigt, was in den Abb. 1 bis 5 in schematischer Form vcr-' anschaulicht ist. Diese Abbildungen zeigen einen Flugzeugrumpf mit einem Tragflächenrotor; die Abb. ι bis 3 stellen SeitenaiiMchU-n dar, während die Abb. 4 und 5 Vorderansichten sind.

In den Abb. 1 bis 5 ist der Rumpf des Flugzeuges ganz allgemein mit b bezeichnet, während die Drehachse des Rotors durch die Linie 0-0 wiedergegeben ist. Diese Linie liegt in der Ebene der Zeichnung. Aus Zweckmäßigkeitsgründen ist eine gerade Anzahl von Tragflächen angenommen worden. Die Linien r-r stellen die Spannachsen eines in der Zeichnungsebene liegenden Paares von diametral gegenüberliegenden Tragflächen dar. Bei dem Rotor sind die Tragflächen schwenkbar an der Nabe angeordnet. Die Verbindung zwischen den Tragflächen und der Nabe schließt waagerechte Drehzapfen ein, deren Achsen mit a-a bezeichnet sind und die im wesentlichen senkrecht zur Zeichnungsebene verlaufen.

Die Raunilagc der auf einen Rotor der genannten Art während des Fluges ausgeübten' resultierenden aerodynamischen Gegenkraft ändert sich im allgemeinen mit dem Anstellwinkel des Rotors zum Fahrtwind. Als An-Stellwinkel des Rotors gilt der Winkel einer senkrecht zur Drehachse stehenden Ebene.

■ In den Abb. 1 bis 5 ist eine Anzahl von Linien 0-0, 1-1, 2-2, 3-3, 4-4 und 5-5 veranschaulicht. Diese Linien stellen Projektionen der Linien der resultierenden aerodynamischen Gegenkraft bei verschiedenen Anstellwinkeln auf die Ebene der Zeichnung dar. Die Linie 0-0, die mit der Rotordrehachse zusammenfällt, ist die dem Anstellwinkel von 90° zügehörige Linie. Dieser Anstellwinkel von 90° entspricht dem senkrechten Heruntergehen des Flugzeuges; dabei verläuft die Rotorachse senkrecht. Die anderen Linien 1-1 bis 5-5 sind , allmählich kleiner werdenden Anstellwinkeln innerhalb des Flugbereiches zugeordnet. Die Linie 5-5 gehört beispielsweise zu einem der maximalen Fluggeschwindigkeit cutsprechenden Anstellwinkel.

Auf Grund theoretischer Untersuchungen, no die durch Versuche bestätigt worden sind, ist gefunden worden, daß die in eine die Rotordrehachse 0-0 enthaltende Ebene fallenden Projektionen 0-0, 1-1, 2-2 usw. der resultierenden aerodynamischen Gegenkraft, gleichgültig, ob diese Ebene in der Längsrichtung des Flugzeuges, wie in den Abb. 1 bis 3 dargestellt, oder quer zu dieser Richtung,.wie in den Abb. 4 und 5 gezeigt ist, liegt, die Drehachse 0-0 fast in einem gemeinsamen Punkt schneiden. Dieser in den Abb. τ bis 3 mit f^l und in den Abb. 4 und 5 mit f- bezeichnete

Punkt soll Brennpunkt genannt werden. Der Brennpunkt für die in eine die Drehachse onllKillcnde Längsebene fallenden Gi-Rcnkraftprojcktioncu (Abb. ι l>is 3) fällt nicht notwendigerweise mit dem Brennpunkt für die in eine Qucrebcne (Abb. 4 und 5) fallenden Gegenkraftprojektionen zusammen. Diese Punkte sollen Längsbrennpunkt f¹ (Abb. ι bis 3) und" seitlicher Brennpunkt f² (Abb. 4 und 5) genannt werden.

In den Abb. 1 bis· 3 ist die Flugrichtung durch einen Pfeil angezeigt. Wird hier der Anstellwinkel des Rotors kleincr^dann wandert der Teil der resultierenden acrodynamischen Reaktionslinie, die unterhalb des Längsbrennpunktes /^l liegt, allmählich nach vorn.

In den Abb. 4 und 5 sind die vorwärts und rückwärts eilenden Rotortragflächen in der

ao üblichen Weise bezeichnet. Man erkennt, daß, sofern der Anstellwinkel des Rotors kleiner ist, der Teil der resultierenden aerodynamischen Reaktionslinie, der unterhalb des Brennpunktes f² liegt, allmählich auf die zurückeilende Tragfläche zu wandert. Die soeben gemachte Feststellung zeigt in einfachen Worten einen typischen Fall des Verhältnisses zwischen dem Anstellwinkel des Rotors und der Lage der aerodynamischen Gegenkraftlinie.

Im allgemeinen sucht die Gegenkraftlinie weiter nach der zurückeilenden Tragfläche zu wandern, wenn der Anstellwinkel kleiner wird; allerdings geschieht das nicht immer in regelmäßiger Form. Das gegenseitige Verhältnis hängt ab von dem charakteristischen Kennzeichen des Rotors.

Die vorliegende Erfindung betrifft eine drehbare Anordnung des ganzen Rotors, wodurch der Anstellwinkel des Rotors in einer oder mehreren nahezu senkrechten Ebenen für Zwecke der Steuerung geändert werden kann. In den Abb. 1 bis 5 ist der Punkt, in welchem die Achse eines solchen Drehzapfens des Rotors die Zeichnungsebene schneidet, ganz allgemein mit p bezeichnet. Diese Achse ist in jedem Fall so gerichtet, daß die Zeichnungsebene, welche die Rotordrehachse 0-0 enthält, auch den kurzen Abstand zwischen der Rotordrehachse und den Schwenkachsen der Tragflächen enthält.

Mit anderen Worten: die Schwenkachse^ liegt in einer Ebene, die senkrecht zu der Zeichnungsebene und parallel zur Rotordrehachse 0-0 verläuft.

' Aus weiter unten noch zu erläuternden Gründen sind die Schwenkachsen p in den einzelnen Abbildungen mit Indexen^¹, p^z usw. versehen. Das allgemeine Bezug-szeichen p bezieht sich immer auf sämtliche Punkte.

In den Abb. 1 bis 3 verläuft die Schwenkachse quer zum Flugzeugrumpf, so daß der Rotor zum Zwecke der Steuerung de-/ Flugzeuges beim Stampfen in einer Läi^scbcne

werden kann. Γη den Abb. 4 u~d 5 verläuft die Schwenkachse in der Läng.srichtung des Flugzeugrumpfes, so daß der Rotor zum Zwecke der Steuerung des Flugzeuges beim Rollen seitlich gekippt werden kann.

Aus den Abb. 1 bis 5 geht hervor, daß in jedem Fall die Schwenkachse ρ im allgemeinen unterhalb des Brennpunktes liegt und gegenüber der Rotordrehachse in der Richtung der aerodynamischen Linie, z.B. 1-1, 2-2 usw., versetzt ist.

Nachstehend wird nun die Wirkung der geschilderten Anordnung der Schwenkachse erörtert.

Zunächst ist klar herauszustellen, daß die Lage der resultierenden aerodynamischen Gegenkraftlinie in bezug auf die Rotordrehachse einzig und allein von dem Anstellwinkel des Rotors zum Fahrtwind abhängt und nicht durch die gegenseitige Lage der Rotorachse und des Flugzeugrumpfes beeinflußt wird.

Aus Abb. ι geht hervor, daß die mit p^x bezeichnete Drehachse, um die der Rotor in der Längsrichtung kippbar ist, auf der Linie 2-2 liegt. Daraus folgt, daß der Rotor als Ganzes um seine Drehachse p^l im Gleichgewicht ist, · wenn der Anstellwinkel so groß ist, daß die Linie der resultierenden aerod3'namischen Gegenkraft durch die Drehachse p^l hindurchgeht, d. h. daß die Projektion durch die Linie 2-2 dargestellt ist.

Es sei nun angenommen, daß der Anstellwinkel zufällig größer wird, so daß die aerodynamische Gegenkraft nunmehr längs einer Linie wirksam ist, deren Projektion durch die Linie 1-1 dargestellt ist. Der Rotor ist nicht mehr länger um seine Drehachse p^l im Gleichgewicht; vielmehr ist er einem Moment unterworfen, das den Rotor um seine Drehachse p^x herum in eine Richtung entgegengesetzt dem Uhrzeigersinne in bezug auf die Abb. 1 zu drehen sucht, in der eine Abnahme des Anstellwinkels stattfindet und die Gleichgewichtslage des Rotors wiederhergestellt wird. In dieser Gleichge\vichtslage geht die Geigenkraft wieder durch die Drehachse ρ¹ hindurch. Verringert sich in ähnlicher Weise der Anstellwinkel des Rotors zufällig, dann wird in der entgegengesetzten Richtung ein Kraftmoment erzeugt, das den Rotor in die ursprüngliche Lage zurückzubringen sucht. Auf diese Weise ist der Rotor um seine Drehachse p¹ im stabilen Gleichgewicht. Dadurch stellt sich der Anstellwinkel des Rotors zum Fahrtwind in einem solchen Winkel ein, daß die Projektion der aerodynamischen Gegenkraft im Sinne der Linie 2-2 durch die Dreh-

achse /£' Hindurch verläuft, wenn die Steuerungen, miY denen der Rotor in einer Längsebene um den Drehzapfen ρ¹ herumgekippt werden kann, freigegeben sind. Dieser Anstellwinkel entspricht einer bestimmten Vorwärtsfluggeschwindigkeit, die weiter unten mit Trimmgeschwindigkeit bezeichnet werden soll.

Die Längsstabilität des Flugzeuges als Ganzes bei der Trimmgeschwindigkeit mit

ίο freien Steuerungen ist durch die pendelnde Unterstützung des Flugzeugrumpfes unterhalb des Drehzapfens p¹ gesichert. So wird sich das Flugzeug beim Gleitflug soc/erhaltcn, daß der Schwerpunkt auf der Linie der resultierenden aerodynamischen Gegenkraft des Rotors liegt; dabei ist angenommen, daß der - auf den Flugzeugrumpf ausgeübte Zug annähernd durch den Schwerpunkt hindurchgeht. Diese Gleichgewichtsverhältnisse sind in Abb. 1 dargestellt. Die Projektion des Schwerpunktes auf die Ebene der Zeichnung ist mit g bezeichnet. Der Punkt g liegt auf der Linie 2-2. Der Pfeil W, der ebenfalls auf der Linie 2-2 liegt, zeigt die Projektion der sich aus dem Gewicht des Flugzeuges und dem auf das Flugzeug ausgcübicn Zug ergebenden Resultierenden auf die Ebene der Zeichnung. Es handelt sich hier, \vic sofort erkennbar ist, um ein stabiles Gleichgewicht, da es sich um ein einfaches Pendel mit aerodynamischer Dämpfwirkung handelt.

Wenn die Steuerung für das Längskippen des Rotors festgestellt ist, dann gleicht das Flugzeug einem solchen mit feststehender Rotorachse. Es ist bereits bekannt, daß ein solches Flugzeug ein bedeutendes Maß von Längsstabilität besitzt. Ein solches Flugzeug ist beim Gleitflug im Gleichgewicht bei einer Geschwindigkeit, für welche die aerodynamische Reaktion.slinie durch den Schwerpunkt hindurchgeht. Durch irgendeine zufällige Änderung des Anstellwinkels des Rotors wird dann ein Kraftmoment erzeugt, welches das Flugzeug in die Gleichgewichtslage zurückzubringen sucht. In Abb. 2 ist der Fall dargestellt, in dem die Steuerung für das Längskippen des Rotors in einer anderen Lage als derjenigen festgestellt ist, die der Trimmgeschwindigkeit mit freien Steuerungen entspricht. Das ist dadurch angezeigt, daß die Verbindungslinie der Projektion g des Schwerpunktes auf die Zeichnungsebene mit dem Schwenkpunkt p- nicht durch den Brennpunkt f^x hindurchgeht. Das Flugzeug wird sich nunmehr bei einem Anstellwinkel im Gleichgewicht befinden, für den die Projektion der aerodynamischen Gegenkraft auf der durch den Punkt g hindurchgehenden Linie 4-4 liegt. Dabei ist das um den Drehpunkt p- ausgeübte Kippmoment, durch das die Rotorachse in dieser Lage gehalten wird, annähernd gleich W · x, wobei χ der senkrechte Abstand des Punktes p² von der Linie 4-4 ist.

Für die Betrachtung des seitlichen Gleichgewichts und der seitlichen Stabilität des Flugzeuges sind die Abb. 4 und 5 heranzuziehen. Jn Abb. 4 ist eine seitliche Gleichgewichtslage bei freier Steuerung für das seitliche Kippen des Flugzeuges dargestellt. Das Flugzeug fliegt mit einer solchen Geschwindigkeit, daß die Projektionslinie der aerodynamischen Gegenkraft auf einer die Rotorachse 0-0 enthaltenden Ebene auf der Lftnie 2-2 liegt, die durch die für das seitliche Kippen des Rotors dienende Achse />⁴ hindurchgeführt ist. Der seitliche Kippwinkel des Rotors ist so groß, daß die Linie 2-2 ebenfalls durch die Projektion g des Schwerpunktes hindurchgeht. Das Flugzeug nimmt dabei eine Lage ein, in der die Linie 2-2 senkrecht steht, so daß das Gewicht des Flugzeuges längs der Linie 2-2 in der durch den Pfeil W^x angezeigten Weise wirksam ist. Die Stabilität des Rotors um die Achse I^M ist ohne Seitenverschiebung j; jedoch ist durch jede Abweichung aus der Gleich-/ gewichtslage ein seilliches Abrutschen dcs Flugzeuges bedingt. Dieser Seironrutsch übt seinerseits auf den Rotor eine Seitenkraft aus, die annähernd in der Ebene der Gelenkzapfen α der Tragfläche wirksam ist. Dadurch wird die Gleichgewichtslage des Rotors wiederhergestellt. Die Stabilität des Flugzeuges als Ganzes zum Unterschied von der Stabilität des Rotors kann unter dem Gesichtspunkt betrachtet werden, daß sie durch die pendelnde Unterstützung des Flugzeugrumpfes unterhalb der für das seitliche Kippen des Rotors dienenden Achse />⁴ gesichert ist; streng genommen können jedoch die Stabilität des Rotors bzw. des Flugzeugkörpers nicht unabhängig voneinander betrachtet werden, da die Wirkung, durch die die Gleichgewichtslage wiederhergestellt wird, von dem Seitenrutsch abhängt. Das bedingt aber ein seitliches Abdrängen des Flugzeugkörpers aus der Fluglinie.

Tn Abb. 5 ist eine Lage dargestellt, in der das Flugzeug mit einer anderen Geschwindigkeit als derjenigen fliegt, die das Flugzeug bei vollkommenem Seitentrimm und bei freien Steuerungen entwickelt.

In diesem Falle ist die Drehachse />³ gegenüber der aerodynamischen Reaktionslinie versetzt. Die Projektion dieser Linie ist wie vorher die Linie 2-2. Auf den Rotor wird nunmehr ein Kippmoment ausgeübt, das annähernd den Wert W' · y hat, wobei y den senkrechten Abstand des Punktes />⁵ von der Linie 2-2 bedeutet. Diesem Moment könnte ein gleiches und entgegengesetztes Moment entgegengesetzt werden, das von der Steue-

rung für das seitliche Kippen des Rotors ausgeübt wird. Der Anstellwinkel des Rotors wird dabei einen Wert haben, bei dem die Linie 2-2 durch den Punkt g hindurchgeht, während das Flugzeug eine Lage einnimmt, bei der die Linie 2-2 senkrecht verläuft. Wenn dagegen durch die Steuerung kein ausgleichendes Moment auf den Rotor ausgeübt wird, nimmt das System eine Lage ein, in der ein dauernder Seitenrutsch erfolgt, der ausreicht, um das auf den Rotor einwirkende Kippmoment W' y auszugleichen.

Sowohl bei festgestellter als auch bei freier Steuerung wird das System ei rite Gleiches gewichtslage einnehmen, in der das Flugzeug infolge der Wirkung des ,Seitenrutsches· stabil ist, vorausgesetzt, daß die Drehachsen /;* oder p⁵ für das seitliche Kippen des Rotors nicht allzu weit von der aerodynamischen Reaktionslinie entfernt liegen.

Es wird hier darauf hingewiesen, daß die oben erörterten Gleichgewichts- und Stabilitätsverhältnisse nicht nur beim Gleitflug eine Rolle spielen, sondern vielmehr ganz allge-

^a5 mein gelten, da beim Flug mit laufendem Motor der von dem Propeller ausgeübte Zug keine wesentliche Systemveränderung bedingt.

Obgleich die obige, an Hand der Abb. 1

bis 5 durchgeführte theoretische Erörterung unter Bezugnahme auf Rotoren gemacht ist, deren Tragflächen· mittels waagerechter Gelenkzapfen a-a an der Nabe befestigt sind, gelten diese Erörterungen jedoch auch ganz allgemein für alle Rotoren, bei denen Mittel für den selbsttätigen Ausgleich des von einem Rotor mit starren Tragflächen ausgeübten Quermomentes vorgesehen sind, sofern bei der Bewegung des Rotors eine nach vorn gerichtete Zugkomponente ausgeübt wird.

Zu diesem Zweck könnten Mittel verwendet werden, die ein Kippen oder Verschwenken der wirksamen Achse ermöglichen, um die sich die Rotortragflächen drehen, ohne

<5 daß die tatsächliche Achse, d. h. die Achse der Rotornabenlager, verschoben wird. Der weiter unten verwendete Ausdruck Drehachse schließt die wirkliche ader tatsächliche Drehachse mit ein.

Nach der Erfindung sind bei einem Flugzeug, das während des Flugs im wesentlichen von einem Tragflächenrotor mit einer senkrechten oder annähernd senkrechten Drehachse unterstützt ist, Mittel vorgesehen, mit «Ionen diese Drehachse gegenüber dem Flugzeugkörper in einer oder mehreren im allgemeinen senkrechten Ebenen um tatsächliche Schwenkachsen gedreht werden kanni Diese Mittel sind dadurch gekennzeichnet, daß jede dieser Schwenkachsen oberhalb des Schwerpunktes des Flugzeuges angeordnet ist und

daß der Schnittpunkt der RotordrehacJi.se.-mit der Projektion der resultierenden acro<iyrumischen Rcaktionslinie des Rotors auV* einer Ebene, die sowohl die RotordrehachhC als auch den kürzesten Abstand zwischen der Rotordrehachse und der genannten Schwenkachse enthält, oberhalb dieser Schwenkachse liegt und daß ferner die Schwenkachse in Richtung der aerodynamischen Reaktionslinie so gegenüber der Rotordrehachse versetzt ist, daß in keinem Betriebszustand während des Vorwärtsfluges die Rotorachse zwischen der aerodynamischen Reaktionslinie uncl der Schwenkachse liegt. Der Grenzfall, in dem die Schwenkachse durch den obengenannten Schnittpunkt hindurchgeht, ibt dabei mit eingeschlossen.

Bei einem T ragflächen rotor der obengenannten Art, d. h. also bei einem Rotor, decsen Tragflächen an die Rotornabe mittels waagerechter Drehzapfen angelenkt sind, ist das bevorzugte Maß, mit dem eine zum steuerbaren Verkippen des Rotors dienende Schwenkachse gegenüber der Achse versetzt ist, sowie auch die Lage diener Schwenkachse in senkrechter Richtung durch den Abstand der waagerechten Schwenkachsen der Tragflächengelenke von den Schwenkachsen beeinflußt. Das folgt aus der Tatsache, daß die Lage des Brennpunktes an der Rotordrehachse durch den Abstand der waagerechten Gelenkachsen von der Rotordrehachse bestimmt ist. Je größer auf diese Weise der 'Abstand zwischen den waagerechten Gelenkachsen und der Rotordrehachse ist, um so größer wird der Abstand des Brennpunktes Λ^οη der Ebene sein, welche die waagerechten Gelenkachsen enthält. Das ist in den Abb. 1 bis 5 schematisch dargestellt.

In Abb. ι sind die waagerechten Gelenkachsen ο der Tragflächen ausreichend weit von der Rotordrehachse 0-0 entfernt. Der Brennpunkt f¹ liegt in einem erheblichen Abstand von der die Punkte a-a enthaltenden Ebene; dabei liegt der Punkt f¹ oberhalb dieser Ebene. In Abb. 2 liegen die Gelenkstellen a-a näher au der Rotordrehachsc, während der Brennpunkt/² mehr an der Ebene der Gelenkstellen liegt. Abb. 4 veranschaulicht eine der Abb. ι ähnliche Lage in der Ouerebene, während Abb. 5 eine der Abb. 2 entsprechende Lage zeigt.

Abb. 3 zeigt den Fall, in welchem die waagerechten Achsen der Tragilächengdaike ^1λ5 mit der Uotordroh;ichse zusammenfallen. In diesem Falle deckt sich der Brennpunkt /^l mit dem Schnittpunkt zwischen der Rotorachse und den Gelenkachsen der Tragflächen.

Da die die Projektionen der acrodynamisehen Reaktionslinie unter verschiedenen Flugbedingungen darstellenden Linien o-o,

i-i,\ 2-2 usw. nach unten vom Brennpunkt aus oM^ergieren, wird das Gegenmoment, das um dcf,i Drehpunkt p herum auf den Rotor ausgeübt wird, sobald der Drehpunkt aus der Gleichgewichtslage herausgeschwenkt wird, proportional zu dem Abstand des Drehpunktes ρ von dem Brennpunkt / sein, während die auf Grund des Seitenrutsches ausgeübten Momente ungefähr proportional dem Abstand

ίο des Drehpunktes p von der Ebene der Tragflächenschwenkachsen α sein werden. Daraus folgt, daß der Grad sowohl der Stabilität, die durch die Größe des Gegenmomentes gemessen wird, als auch der Beweglichkeit der Steuerungen, die durch die Größe der Kräfte gemessen wird, die auf die Steuerungen beim Kippen des Rotors ausgeübt werden müssen, von der senkrechten Lage des Drehpunktes p abhängen. Im allgemeinen ist dieses Maß um so größer, je tiefer der Drehpunkt p Hegt. Um die Steuerbewegungen beim Kippen des Rotors von Erschütterungen frei zu halten, die im Rotor beispielsweise durch kleine Mängel in der mechanischen Gewichtsverteilung oder auf Grund anderer Ursachen entstehen, ist in oder ganz in der Nähe der die waagerechten Schwenkachsen der Tragflächen enthaltenden Ebene eine Konstruktionsachse vorgesehen, um die der Rotor als Ganzes gekippt werden kann. Für gewöhnlich werden die waagerechten Tragflächengelenkachsen in derselben Ebene liegen; um jedoch auch den Fall mit zu umfassen, in dem die Gelenkachsen nicht in einer Ebene liegen, was beispielsweise bei einem Rotor mit vier Tragflächen der Fall ist, deren Gelenkachsen versetzt zueinander sind, oder auch den Fall mit einzubeziehen, in dem in der weiter unten beschriebenen Weise die Gelenkachsen geneigt sind, soll unter dem Ausdruck »die waagerechten Gelenkachsen enthaltende Ebene« eine mittlere Ebene verstanden sein, die zu den waagerechten Gelenkachsen symmetrisch liegt.

Bei bestimmten Spezialformen, beispielsweise bei Militärfhigxeugcn, sind eine sehr leichte Sleuennigsmöglichkeit sowie eine gute MniiövrierfühigkeiL wichtiger als die Stabilität.

In diesem Fall ist es daher zweckmäßig, den Drehpunkt ρ nahe an den Brennpunkt f heranzubringen oder diese beiden Punkte zusammenfallen zu lassen; das könnte dadurch geschehen, daß die im wesentlichen waagerecht verlaufenden Gelenkachsen der Tragflächen die Rotordrehachse schneiden und eine Konstruktionsachse vorgesehen wird, um die der Rotor gedreht werden kann, wobei diese Konstruktionsachse durch den Schnitt punkt der waagerechten Gelenkachsen mit der Rotordrehachse hindurchgeht.

In Abb. ι ist der Drehpunkt ρ¹ in der Ebene der Gelenkzapfen α dargestellt. Da die Gclenkzapfen α von der Rotordrehachse sehr weit entfernt sind, liegt der Brennpunkt/¹ hoch, so daß eine genügende Längsstabilität vorhanden ist. Eine solche Anordnung ist jedoch aus Konstruktionsgründen ungeeignet, so daß im allgemeinen die Drehpunkte/' sehr nahe an die Ebene der Gelenkachsen n, wie 7c beispielsweise mit p-, ρ³, ρ⁴, p^:' in den Abb. 2 bis 5 dargestellt ist, verlegt werden; dabei liegen die Drehpunkte ρ unterhalb der Ebene der Gelenkzapfen a.

Obgleich gezeigt λνο^εη ist, daß für den Fall, daß die Drehpunkte, um die der Rotor kippbar ist, in der geeigneten Weise verlegt worden sind, das Flugzeug bei einer innerhalb des Flugbereiches bleibenden Geschwindigkeit mit freien Steuerungen getrimmt wer- So den kann und ferner bei freien Steuerungen ausreichende Längs- und Seitenstabilität besitzt, sind zweckmäßig doch Mittel vorgesehen, mit denen die Kippbewegungen des Rotors zum mindesten teilweise eingeengt Werden können.

Zu diesem Z\veck können unnachgiebige Dämpfer vorgesehen sein, die jede Schwingbewegung des Rotors um seine Kippachsen verhindern und ganz allgemein die Steuerung für die Kippbewegungen des Rotors während des Betriebes reibungsloser gestalten.

Zweckmäßig werden ein oder mehrere elastische Bremsen (constraints) vorgesehen. Da der Massenmittelpunkt des Rotors normalerweise oberhalb der Drehachsen liegt, um die der Rotor kippbar ist, ist eine Tendenz zur Unstabilität des Gleichgewichtes des Rotors an diesen Drehachsen vorhanden. In diesem Fall können dann elastische Bremsen verwendet werden, welche diese Tendenz zur Unstabilität ausgleichen.

Die elastischen Bremsen könnten ferner deswegen angeordnet sein, um eine nachgiebige Ablenkung beim Kippen des Rotors in einer oder mehreren Ebenen zu erzielen. Auüerdem könnten Millet vorgesehen sein, um den I]rad der elastischen Ablenkung zu ändern, um dadurch das Flug/.eug mit irgendeiner notwendigen Geschwindigkeit und ohne no Schlagseite zu trimmen, ohne daß der Pilot seine Hände an den Steuerrädern hat.

Die elastischen Bremsen könnten nun im Bedarfsfälle so angeordnet sein, daß bei einem bestimmten Rotorkippwinkel in irgendeiner Kippebene keine Kraft von der Bremse ausgeübt wird, d. h. die Ablenkung soll für diesen Winkel neutral sein. Dazu könnten andere Mittel vorgesehen sein, mit denen der Kippwinkel, für den die Ablenkung neutral ist, geändert werden kann.

Auf Grund von Versuchen ist festgestellt

worden, daß eine Tendenz zur Unstabilität sowohl beim Stampfen !,als auch beim Rollen besonders in böigem Wetter besteht und daß plötzliche Änderungen der Windgeschwindigkcit in der Fluglinie eine ungünstige Wirkung auszuüben scheinen, wenn die Schwenkachse:! des Rotors so angeordnet sind, daß die Trimmgeschwindigkeit des Flugzeuges und die dem seitlichen Rotorgleich gewicht entsprechende, d. h. keinen Seitenrutsch zulassende Geschwindigkeit bei freien Steuerungen und ohne daß eine elastische Ablenkung angewendet würde, innerhalb des normalen Flugbereiches liegt.

>5 Nach der Erfindung ist ferner eine Drehachse, um die der Rotor als Ganzes in regelbarer Weise geschwenkt werden kann, so verlegt, daß bei allen innerhalb des normalen Flugbereiches liegenden Geschwindigkeiten

ao die Projektion der resultierenden aerodynamischen Rcaktionslinie des Rotors auf einer Ebene, die sowohl die Rotordrehachse als auch den kürzesten Abstand zwischen der Rotordrehachse und den Sdhwenkachscn enthält, zwischen diesen Schwenkachsen und der Rotordrehachse liegt.

Dieses kann in gleicher Weise dahin ausgedrückt werden, daß die Schwenkachse so angeordnet ist, daß die Trimmgeschwindigkeit oder die keinen Seitenrutsdh zulassende Geschwindigkeit, je nachdem die Schwenkachse in der Quer- oder in der Längsrichtung liegt, bei freien Steuerungen und keiner elastischen Ablenkung oberhalb der Maximalgeschwindigkeit des normalen Flugbereiches liegt. Diese Bedingung ist in Abb. 3 dargestellt, in der die Schwenkachse p^z vor der der normalen maximalen Fluggeschwindigkeit entsprechenden Reaktionslinie 5-5 liegt. Wenn

*° die Rotorschwenkachsen in dieser Weise angeordnet werden, wird bei Geschwindigkeiten, die innerhalb des normalen Flugbereiches liegen, das Trimmen sowohl in der Längsrichtung als auch in seitlicher Richtung durch die Verwendung von elastischen Ablenkungsmittcln hervorgerufen.

Um den Winkelbereic'h der Rotorkippbewegungen in einer Ebene zu begrenzen, sind feststehende Sperrglieder vorgesehen. Die zur Begrenzung der nach vorn gerichteten Kippbewegung des Rotors dienenden Sperrglieder sind zweckmäßig so angeordnet, daß es unmöglich ist, das Flugzeug in einer gefährlichen S teil lage zu halten.

Der Ouerzapfen für die Kippbewegung des Rotors in der Längsrichtung ist zweckmäßig hinter dem Schwerpunkt des Flugzeuges vorgesehen. Diese Anordnung könnte zweckmäßig so getroffen sein, daß eine von dem Schwerpunkt dieses Querzapfens aus gezogene Lotrechte zu einer Ebene geneigt ist, die senkrecht zu der Längsachse des Flugzeuges in einem Winkel von der Größenordnung/von 6° steht. Dadurch ist erreicht, daß die Längsachse des Flugzeugrumpfes beim Waageitchtflug mit gedrosseltem Motor eine im wesentlichen waagerechte Lage einnimmt, während beim Gleitflug die Flugzeugspitze etwas nach unten geneigt ist, wie das im allgemeinen angestrebt wird, um den Widerstand des Flugze'ugkörpers zu verringern und dem Piloten eine gute Sicht zu geben.

• Nach der Erfindung sind ferner außer den zum regelbaren Kippen des Rotors dienenden Mitteln weitere Mittel vorgesehen, mittels deren der Rotor als Ganzes in einer Richtung senkrecht zur Rotorachse verschiebbar ist. Diese zuletzt genannten Mittel sind zweckmäßig während des Fluges steuerbar.

Durch eine solche Verschiebung des Rotors in der Längsrichtung des Flugzeuges könnte die Lage des Flugzeuges zur Fluglinie in der senkrechten Längsebene unabhängig von der Geschwindigkeit des Flugzeuges und von der Lage des Schwerpunktes geregelt werden, so daß das Flugzeug stets in der günstigsten Lage fliegt und diejenigen Veränderungen der Trimmverhältnisse in der Längsrichtung, die durch Änderungen in der Sitzanordnung der Passagiere oder durch Lageveränderungen der Fracht, des Brennstoffes und anderer bewegbarer Güter bedingt sind, leicht und vollkommen ausgeglichen werden können.

Nach der Erfindung ist das Flugzeug ferner so ausgebildet, daß die aerodynamische Stabilität des Flugzeuges einschließlich aller Zubehörteile, wie z. B. Untergestell, Luftschraube usw., unabhängig vom Rotor beim Hinundherschwanken positiv und beim Stampfen und Rollen positiv oder zum mindesten neutral ist. Im Bedarfsfalle könnten zu. diesem Zweck kleine nicht drehbare Hilfsflächen vorgesehen sein.

Zur Erzeugung der Stabilität des Flugzeugkörpers beim Stampfen könnte eine kleine undrehbare waagerechte Schwanzfläche vorgesehen sein, deren Produkt aus dem Flächeninhalt und dem vom Schwerpunkt aus gebildeten Hebelarm wesentlich geringer ist als zur wirksamen Stabilisierung des ganzen Flugzeuges beim Stampfen erforderlich, wenn die Rotorachse in bezug auf den Flugzeugkörper feststehend wäre. Das obengenannte Produkt bei dem Flugzeug nach der Erfindung hat beispielsweise ungefähr nur ²Z₃ des Wertes des Produkts im zuletzt genannten Falle.

Im folgenden wird die Erfindung an Hand von drei Ausführungsbeispielen beschrieben.

Die erste Ausführungsform ist in den Abb. 6 bis 12 dargestellt.

Die Abb. 6, 7 und 8 zeigen die allgemeine

Anordnung eines Flugzeuges der oben beschrielVtien Art in Seitenansicht, im Grundriß und'in Vorderansicht.

Abb. 9 ist in größerem Maßstabe ein senkrechter Längsschnitt durch den Rotorkopf.

Abb. io zeigt die Rückansicht der Einbauvorrichtung für die Rotorachse.

Die Abb. Ii und 12 sind eine Seitenansicht und der Grundriß der in der Pilotenkabine

to untergebrachten Steuervorrichtungen für das Flugzeug.

Nach den Abb. 6 bis 8 besteht das Flugzeug aus einem Rumpf 31, einem Motor 32, einer von dem Motor angetriebenen Luftschraube 33, den auf einem Untergestell 35 angeordneten Hauptstützrädern 34 und einem pyramidenförmigen Aufbau aus einzelnen Streben 36. An der Spitze des Aufbaus ist der Rotor angeordnet. Dieser besteht aus

ao Tragflächen 38, die mittels waagerechter Gelenkzapfen 39, Hebel 40 und senkrechter Drehzapfen 41 an einer Nabe 37 befestigt

, sind. Die Nabe 37 ist auf einer in den Abb. 9 und 10 dargestellten Achse angeordnet. Das

«5 Ganze ist mittels eines Querzapfens 42 und eines Längszapfens 43 an dem pyramidenförmigen Aufbau 36 drehbar angeordnet. Der Querzapfen 42 dient zum Kippen des Rotors in der Längsrichtung, während der Zapfen 43 zum Kippen des Rotors in der Querrichtung dient. Der Querzapfen 42 ist etwas vor der Rotordrehachse angeordnet. Die Rotordrehachse selbst ist durch die Linie 0-0 bezeichnet. Außerdem ist der Drehzapfen 42 unterhalb der die Gelenkzapfen 39 enthaltenden Ebene vorgesehen; jedoch ist der Querzapfen 42 so nahe, wie es die Erfordernisse der Konstruktion zulassen, an die Ebene herangelegt. In ähnlicher Weise ist der Längszapfen 43 zur Rotorachse 0-0 in der Richtung der zurückeilenden Tragfläche versetzt angeordnet. Die Drehnchtuug der Rotortrngfliidieii ist in AI)I). 7 durch einen Pfeil angezeigt.

Der Schwerpunkt des Flugzeuges Hegt bei g. Die Linie, welche den Punkt g mit dem' Schwenkpunkt 42 verbindet, bildet mit einer senkrecht zur Längsachse des Flugzeugrumpfes stehenden Ebene einen Winkel von ungefähr 6°. Die Steuerung der Rotorkippbewegung in der Längsrichtung sowie in der Querrichtung erfolgt mittels eines Steuerhebels 44 üblicher Bauart, der in einer Pilotenkabine 69 angeordnet ist. Das Kippen des Rotors in der Längsrichtung geschieht dadurch, daß der Steuerhebel in der Längsrichtung verschwenkt wird; dabei wird die Steuerbewegung des Hebels 44 über eine Stange 45, einen Winkelhebel 46, eine Stange 47 und einen Arm 48 übertragen.

Die Querverschwenkung des Hebels 44 wird durch eine drehbare Welle 49, einen Hebel 50, eine Stange 51 und einen Arm 52 übertragen und dabei der Rotor in der Querrichtung verkippt.

Am hinteren Ende des Flugzeugrumpfes 31 sind eine feststehende senkrechte Flosse 53 und ein Ruder 54 angeordnet. An dem Ruder ist ein doppelendiger Hebel 54^X vorgesehen, der durch Kabel 56 mit einer Ruderstange 55 verbunden ist. Diese Ruderstange besitzt Fußpedale 55*.

Am hinteren Ende des Flugzeugrumpfes sind ferner kleine waagerechte Stabilisierungsflächen 57 vorgesehen, die einen so großen Flächeninhalt besitzen, daß der Flugzeugrumpf zusammen mit den verschiedenen festen Zubehörteilen, wie dem Untergestell und den pyramidenförmigen Rotoraufbau, beim Stampfen ein bestimmtes Maß an Stabilität besitzt. Die Stabilisierungsflächen 57 sind am Flugzeugrumpf mittels Streben 70 versteift und um eine Achse 58 schwenkbar. Der Anstellwinkel der Stabilisierungsflächen ist innerhalb eines kleinen Winkels mittels einer Stange 59, eines Winkelhebels 60, Kabel 61 und eines Handhebels 62 verstellbar. Der Handhebel 62 kann mittels eines Gesperrequadranten 63 in beliebiger Lage festgestellt werden.

Das hintere Ende des Flugzeugrumpfes ist am Boden mittels eines steuerbaren Schwanzrades 64 abgestützt, das in einer Gabel 65 ruht. Diese Gabel ist am Flugzeugrumpf bei 66 drehbar angeordnet. Die Steuerung des Schwanzrades erfolgt durch Kabel 67, in die Federn 68 eingeschaltet und die an den Steucrkabeln 56 des Ruders festgemacht sind.

Die Haupträder 34 sind erheblich vor dem Schwerpunkt g angeordnet. Die Linie, die den Radmiltclpunkt mit dem Punkt g ver- too bindet, verläuft schräg zur Bodenlinie c-c nach hinten, wenn das Flugzeug auf allen drei Rädern ruht, und zwar in cukmu wesentlich spitzeren Winkel, als es bei den bisher bekannten Flugzeugen der Fall ist. Diener Winkel ist so ausgewählt, daß das Flug/.eug sich auf dem Boden nicht überschlagen kann, wenn die Räder abgebremst oder verklotzt sind, die Luftschrauben ihren maximalen Zug entwickeln und der Rotor unter dem Einfluß des Antriebs beim Starten des Rotors in der nachstehend beschriebenen Weise selbst auf einer leicht nach vorn abschüssigen Bahn seinen maximalen Auftrieb trotz der Tatsache erhält, daß keine Höhensteuer vorhanden sind, durch die infolge der Wirkung des Glcitstromcs eine starke, nach unten auf den Schwanz gerichtete Kraft ausgeübt werden könnte.

Nach den Abb. 9 und 10 sind die oberen Enden der Pyramidenstreben 36 an einem Spitzenträger 71 angeschraubt, der mit einem

gabelförmigen Aufsatz 72 verseben ist. Tn dieser Gabel ruht der Querzapfen 42, an dem mittels einer Buchse 73 ein Zwischenglied 74 drehbar angeordnet ist. Das Zwischenglied 74 ist mit einem nach hinten gerichteten Ansatz 75 und einem nach unten ragenden Flansch 76 versehen. Der Flansch 76 dient zur Begrenzung der Winkelbewegung des Zwischengliedes 74 um den Drehzapfen 42 herum, was dadurch geschieht, daß das Zwischenglied 74 mit senkrechten Flächen 71* des Trägers 71 in Berührung kommt.

Der hintere Teil des nach hinten gerichteten Ansatzes 75 dient als Stütze für den Arm 48, während der unmittelbar hinter dem Drehzapfen liegende Teil den Längsdrehzapfen 43 bildet, auf dem mittels einer Buchse 77 ein Lagerkörper 78 für die Rotorachse angeordnet ist. Der untere Teil 79 des Lagerkörpers 78 ist zwecks Aufnahme des Drehzapfens 48 in der Längsrichtung durchbohrt. Am unteren Ende des Teils 79 ist ein Paar Ansätze 80 angeordnet. Diese Ansätze umfassen den Flansch 76 und dienen in Verbindung mit dem Flansch 76 als Begrenzung für die Schwingbewegung des Lagerkörpers· 78 um den Drehzapfen 43 herum. Wie in Abb. 10 dargestellt, ist der Arm 52 an dem Teil 79 des Lagerkörpers 78 befestigt.

Die Bewegung des Zwischengliedes 74 um den Drehzapfen 42 herum wird durch eine Reibvorrichtung gedämpft, die aus einer an der Gabel 72 befestigten Scheibe 147, einer Reibscheibe 148, einer Klemmscheibe 149, einer Feder 150 und einer Mutter 151 besteht. Die Mutter 151 sitzt auf einer Gewindeverlängerung des Drehzapfens 42. Die Einstellung des Reibwiderstandes geschieht durch Anziehen oder Lösen der Mutter 151.

Die Bewegung des Teils 79 um den Drehzapfen 43 wird durch eine ähnliche Reibvorrichtung gehemmt, die aus einem am hinteren rinde des Teils 79 vorgesehenen Flansch 152, einer Reibscheibe 153, einer Klemmscheibe r,S-|, einer Feder r55 und einer verstellbaren Klcmmutter 156 besteht. Die Mutter [56 sitzt auf einem Gewindeteil des Hebels 48. Die Rotornabc 37 ruht auf dem Lagerkörper 78 mittels kombinierter Spur- und Radiallager 82.

Der Lagerkörper 78 ist ferner mit einem Ring 81 versehen, an dem die beiden Hälften eines geteilten Lagerblockes 83, 84 befestigt sind. An dem vorderen Teil des Lagerblockes ist ein Gehäuse 85 angeordnet, in dem Wellen 86, 87 drehbar sind. Die Wellen 86, 87 können mittels· einer Klauenkupplung· 88, 89 aneinandergekuppelt werden. Der verschiebbare Teil 89 der Kupplung ist mittels einer Gabel 90, eines Hebels 91, eines Antriebskabels 92 und einer Rückzugfeder 93 steuerbar.

Am oberen Ende der Welle 87 ist c'n/
94 vorgesehen, das mit einem Kronenrad 75 kämmt. Das Kronenrad ist an der Nabe 37 festgeschraubt. Es ist mit einer hydraulischen Packung 96 versehen, die das in der Nabe 2>7 enthaltene, zur Schmierung der Lager 82 dienende Schmiermittel zurückhält.

Die Innenfläche 97 des Kronenrades dient als Bremstrommel. Mit dieser Trommel wirkt ein Paar Bremsschuhe 98 zusammen. Jeder Bremsschuh ist um eine Achse 99 schwenkbar, die in der vorderen Hälfte 83 des geteilten Lagerblockes 83, 84 ruht. Die Bremsschuhe 98 werden von einer Nocke 100 aus betrieben, deren Welle 10r in der hinteren Hälfte 84 des Lagerblockcs drehbar ist. Auf der Welle 101 ist ein Antriebshebel 102 angeordnet, der durch nicht dargestellte Vorrichtungen mit einer in der Pilotenkabine untergebrachten Steuervorrichtung verbunden ist.

Die Welle 86 wird über eine Teleskopverbindung 104 und ein Universalgelenk 105 von einer aufwärts gerichteten Welle 103 angetrieben. Die Welle 103 wird über Antriebsmittel, die in Abb. 6 mit 103* ganz allgemein bezeichnet sind, von dem Motor 32 aus angetrieben.

Die Stangen 47, 51 sind rohrförmig ausgebildet und mit den Armen 48 und 52 nachgiebig verbunden. Diese Verbindung ist durch Stangen hergestellt, die aus zusammengepreßten Gummiringen 106 bestehen und an Anschlägen 107 des Rohres 47 sowie an einem Ring 108 einer Stange 109 zur Anlage kommen. Die Stange 109 ist in der Längsrichtung des Rohres 47 verschiebbar, wobei es an den Anschlägen 107 geführt und mittels einer Gabel i-io an den Arm 48 angeschlossen ist.

Eine in dem Rohr 51 in gleicher Weise gelagerte Stange 109 ist mittels der Gabel 111 und eines mit einem Auge versehenen Ringes 1x2 an den Arm 52 angeschlossen. Der Ring Π2 läßt Veränderungen in der Richtung der Stange 5 ti entsprechend der Kippbewegung des Zwischengliedes 74 um den Drehzapfen 42 herum zu.

Nach den Abb. 11 und τ2 sind die Steuervorrichtungen für die Kippbewegung des Rotors außer mit den bereits beschriebenen Teilen noch mit einer verschwenkbaren Ouerwelle 113 versehen, auf welcher der Winkelhebel 46 angeordnet ist. An dem einen Ende dieser Schwingwelle ist ein Doppelhebel 115 "5 vorgesehen, an dessen Enden nachgiebige Seile 116 angeschlossen sind. Die Seile 116 sind durch Kabel 117 und einstellbare Spannvorrichtungen 118 mit einem Handhebel 119 verbunden. Der Handhebel 119 ist mit einer Federklinke 121 versehen, die mit einem ausgezahnten Quadranten 120 zusammenwirkt.

IO

Ml^ dieser Vorrichtungen kann der LängsivippbevCcgung des Rotors eine elastische Ablenkiing verliehen werden: Die der Nullablenkung, d. h. die einer gleichen Spannung der beiden Seile 116 entsprechende Lage der Rotorachse ist durch die Stellung des Handhebels 119 und die durch die Ablenkung ausgeübte Kraft bestimmt. Die Ablenkung kann mittels der Vorrichtungen 118 eingestellt werden.

Eine bei der seitlichen Kippbewegung des Rotors verwendete ahnliche elastische Ablenkvorrichtung besteht aus einem am vorderen Ende der Schwingwelle 49 angcordncten senkrechten Hebel 122 sowie nachgiebigen Seilen 123, die an Kabel 124 angeschlossen sind. In die Kabel 124 sind Spannvorrichtungen 125 eingeschaltet. Sodann sind die Kabel 124 über Lenkscheiben 126 geführt und an einem senkrechten Hebel 127 befestigt, der an einer schwingbaren Längswelic i2<S angeordnet ist. An ihrem vorderen Ende trügt die Welle 12S einen Handhebel 129, der mit einer Federklinke 131 versehen ist. Die Federklinke wirkt mil einem gezahnten Quadranten 130 zusammen.

Wie in Abb. 12 dargestellt ist, sind die Ruderkabel 56 und die S.chwanzradkabel 67 zusammen an Kabeln 56* angeschlossen, deren vordere Enden mit der Ruderstange 55 verbunden sind.

Sämtliche Steuervorrichtungen könnten im vollen Umfange oder teilweise durch Reibungsvorrichtungen gesperrt werden. Die für die Längssteucrungen verwendete Reibvorrichtung besteht aus einer Stange 133, deren eines Ende an einen Hebel 132 angeschlossen ist. Der Hebel 132 ist auf einer Qucrwclle 113 angeordnet. Das andere EmIe des Hebels 132 ist an einer geschlitzten Platte 134 befestigt, die einen Gewindezapfen 135 umfaßt. Der Gewindezapfen 135 trägt eine Klemmscheibe 138, Dämpf federn 137 sowie eine einstellbare Mutter in Form eines Handrades 136. Dadurch kann die Platte 134 gegen eine Anschlagplattc 139 gepreßt werden.

Eine ähnliche, durch Reibung wirksame Spcrrvorrichtung 141 für die Steuerung der Kippbewegung des Rotors in der Querrichtung dient da<zu, einen auf der Schwingwelle 49 angeordneten geschlitzten Quadranten 140 festzuklemmen. Für die Rudersteuerung ist ähnlich wie bei den Rotorsteuerungen eine Reibvorrichtung 143 vorgesehen, die zum Festklemmen einer in das eine Kabel 56* eingeschalteten geschlitzten Platte 142 dient,

Der Steuerhebel 44 ist rohrförmig und durch ein Paar Platten 44* verlängert, die am unteren Ende des Hebels 44 befestigt sind.

Die Platten 44* sind bei 44⁰ zum Zwecke der Längsverschwenkung der Schwingwelle 49 drehbar gelagert. Der Steuerhebel 44 könnte in seiner äußersten Vornlage durch eine gabelförmige Platte 144 gesperrt sein. Die Platte 144 ist um eine Querachse schwenkbar und mit einem Hebel 145 \^rersehen, der mittels einer Feder 146 an einen Festpunkt angeschlossen ist.

Wie aus Abb. 11 hervorgeht, ist die Feder 146 so angeordnet, daß normalerweise die Platte 144 von dem Steuerhebel 44 frei gehalten wird; wird jedoch die Platte 144 nach Jjinten geschwenkt, so daß sie den Hebel 44 umfaßt, dann kommt die Feder 146 über eine Totpunktlage hinaus, so daß die gabelförmige Platte 144 nunmehr in Eingriff mit einem Ring 44^a des Hebels· 44 gehalten wird. Auf diese Weise wird der Hebel 44 fest in seiner Lage gehalten.

Die zweite Ausführungsform der Erfindung· ist in den Abb. 13 bis 19 dargestellt.

Die Abb. 13, 14 und 15 zeigen diese Ausführungsform in Seitenansicht, Grundriß und Vorderansicht.

Abb. 16 ist ein senkrechter Längsschnitt durch den Rotorkopf.

Abb. 17 zeigt die Rückansicht des Lagerkörpers für die Rotorachse.

Die Abb. 18 und 19 veranschaulichen die in der Pilotenkabine untergebrachten Steuervorrichtungen in Seitenansicht und im Grundriß.

Diese Ausführungsform gleicht in vieler Hinsicht der oben beschriebenen ersten Ausführungsform. Die gemeinsam verwendeten Teile sind mit den gleichen Bezugszeichen bczeichnet. Sie brauchen bei dieser Ausführungsform nicht mehr besonders beschrieben zu werden.

Das in den Abb. 13 bis 19 dargestellte Flugzeug unterscheidet sich von der Ausführungsform nach den Abb. 6 bis 12 in folgenden Punkten:

Zunächst wird die Steuerung des Flugzeuges beim Kippen des Rotors in der Längsrichtung und in der Querrichtung durch Höhensteuer oder Verwindungsklappen der üblichen Bauart unterstützt. So ist das Flugzeug mit kleinen feststehenden Flügeln 201 versehen, die nach oben gerichtete Enden 202 besitzen, um die seitliche Stabilität zu vergrößern. An diesen Flügeln sind außerdem Verwindungsklappen 203 vorgesehen.

Außerdem ist eine Schwiinzflächc 204 üblicher Abmessung vorgesehen. An diese Fläche sind Höhensteucr 205 angelenkt. Die Höhenstcuer sind in der üblichen Weise mit einem Steuerhebel 206 versehen, der mittels einer Stange 207, eines Winkclhebels 208 sowie einer zweiten Stange 209 mit dem Hebel 44 verbunden ist.

Die Verwindungsklappen 203 sind an gewundenen Rohren 213 angeordnet, deren in-

ncre Enden in den Flugzeugrumpf hineinragen und dort Hebel 212 tragen, die durch senkrechte Stangen 211 mit einem doppelcndigcn Oucrhebel 210 verbunden sind. Der Hebe! 210 ist auf einer schwingbalken Welle 49 angeordnet (Abb. 18 und 19).

Sodann werden die Verwindungsklappen mittels eines Rades anstatt durch das seitliche Verschwenken des Steuerhebels gesteuert.

Nach den Abb. 18 und 19 ist in Lagern am oberen Ende des Steuerhebels 44 ein Handrad 214 angeordnet, das ein Kettenrad 215 trägt. Über das Kettenrad 215 ist ein Kettenstück 216 geführt, dessen Enden über Zug-. stangen 217 mit einem doppelendigen, auf der schwingbaren Welle 49 angeordneten Querhebel'2i8 verbunden sind.

Da der Steuerhebel 44 lediglich für die

ao Längsverschwenkung erforderlich ist, endet die schwingbare Welle 49 unmittelbar hinter dem Hebel 218. Die Welle 49 ist hohl und bildet ein Lager 219 für das vordere Ende einer kurzen Welle 220. Die Welle 220 ist starr in einem Träger 221 befestigt und mit einem Drehzapfen 44⁰ versehen. Auf diesem Drehzapfen sind die verlängerten Platten 44* . des Steuerhebels 44 gelagert.

Der dritte Unterschied besteht darin, daß , die Lagerung des Rotors eine Verschiebung des gesamten Rotors in der Längsrichtung des Flugzeuges zuläßt.

Zu diesem Zweck ist nach den Abb. 13, 16 und 17 die Gabel 72, in welcher der Querzapfen42 gelagert ist, auf einem beweglichen Schlitten yi^a angeordnet, der mit Seitenflan- ■ sehen 200 und 220 versehen ist. Der Schlitten yi^a ist in Führungen 224 gleitbar, die in dem Spitzenträger 223 vorgesehen sind. Der Träger 223 ist an den oberen Enden der Pyramidcnstrcbcn 36 befestigt.

In das hintere Ende des Schlittens 71" ist eine schnell steigende Schraube 225 eingeschraubt. Auf dieser Schraube sitzt eine Mutter 226, die ein Kettenrad 227 trägt. Über das Kettenrad ist eine Kette 228 geführt. Das Kettenrad 227 liegt in axialer Richtung zwischen Stoßringen 229 und 230, an denen seit^u liche Ansätze vorgesehen sind. Diese Ansätze passen in Führungsbahnen 224 des Spitzenträgers 223 hinein. Hier sind die Ansätze mittels Stellschrauben in der bei 230* (Abb. 17) ersichtlichen Weise befestigt. Die senkrechten Anschlagflächen 71*, die mit dem Flansch 76 des Zwischengliedes 74 zusammenwirken, sind an dem Schlitten 71" in der aus Abb. 16 ersichtlichen Weise vorgesehen. Die anderen Teile des Rotorkopfes sind im wesentlichen in der gleichen Weise ausgebildet wie 'bei der Ausführungsform nach den Abb. 9 und 10.

Nach den Abb. 13, 18 und 19 -sin,/[ die Enden der Kette 228 an Kabel 231· angeschlossen, die in den Rumpf des Flugzo^es hcrabgeführt sind. Die Kabel 231 sind über Scheiben 232 geleitet. Die Enden der Kabel 231 sind durch ein zweites Kettenstuck 233 miteinander verbunden, das über ein Kettenrad¹ 234 geführt ist. Dieses Kettenrad ist an einem Handrad 235 befestigt, durch das die vordere und hintere Lage des Schlittens 71° und damit des ganzen Rotors verstellt werden kann.

*Die dritte Ausführungsform ist in den Abb. 20 bis 2ß dargestellt.

Abb. 20 zeigt die Seitenansicht dieser Ausführungsform.

Abb. 21 veranschaulicht in größerem Maßstabe eine Seitenansicht der Lagerung und ■der Steuerungen für den Rotor.

Abb. 22 ist eine Rückansicht der in Abb. 21 dargestellten Teile.

Abb. 23 zeigt eine Draufsicht auf einzelne Steuerungsteile.

Gemäß Abb. 20 besitzt das Flugzeug bei dieser Au sfüh rungs form kein Ruder sowie keine Höhensteuer und auch keine feststehenden Flügel. Dieses Flugzeug wird während des Fluges einzig und allein durch den Rotor selbst gesteuert, abgesehen natürlich von der Steuerung des Motors.

Der λνϊε vorher mit 31 bezeichnete Flugzeugrumpf ist zusammen mit dem Motor 32 der Luftschraube 33, den Haupttragrädern 34, den Untergestellstreben 35, dem Schwanzrad 64 und der Pilotenkabine 69 in bezug auf Hinundherbewegungen, Stampfen und Rollen durch eine senkrechte feststehende Flosse 300, eine kleine waagerechte Stabilisierungsfläche 301 sowie einen stromlinienförmigen Aufbau 302 stabil gemacht. Der letztere schließt die Lagerung für den Rotor mit ein und ist oberhalb des Schwerpunktes mit einer Flossenfläche versehen.

Bei dieser Ausführungsform ist das Flugzeug mit einem aus zwei Tragflächen 38 bestehenden Rotor versehen. Die Tragflächen 38 sind mittels senkrechter Stifte 41, Hebel 40 und eines für beide Tragflächen gemeinsamen einzigen waagerechten Stiftes 39 an die Rotornabe 37 an gelenkt.

Wie bei den vorhergehenden Ausführungsformen ist die Rotorachse in der Längsrichtung und in der Querrichtung um Drehzapfen 42 und 43 schwenkbar. Die Steuerung arbeitet wie vorher mittels eines nach hinten verlaufenden Armes 48, einer senkrechten Stange 47, eines seitlichen Armes 52 und einer Stange 51.

Von dem hinteren Teil des Motors verläuft eine schräg liegende Antriebswelle 303 zum Rotorkopf. Das untere Ende der Welle 303

ist in-einem Gehäuse 304 untergebracht, das an de/ Rückseite des Motors 32 angeordnet ist_tincl das Getriebe zusammen mit einer Klauenkupplung enthält. Die Einzelheiten dieses Getriebes und der Klauenkupplung sind nicht dargestellt; die Klauenkupplung ist jedoch von einem Arm 305 aus steuerbar, an dem ein Kabel 306 angeschlossen ist. Dieses Kabel ist über eine Scheibe 307 in die PiIotcnkabinc geführt.

Der Hauptträger für den Rotor besteht aus einer einzigen senkrechten Säule 30S, die zusammen mit den Stangen 47 nnd 5t sowie dem Rotorkopf in dem Aufbau 302 untcrgebracht ist. Die Art der Befestigung der Säule 308 am Boden des Flugzeugrumpfes -ist nicht dargestellt, da dies nicht zur Erfindung gehört. Die Säule 308 könnte am Flugzeugrumpf 31 in beliebiger Weise verankert und abgestützt sein.

Die Räder 34 des Untergestelles sind mit Bremsen versehen, deren Einzelteile ebenfalls nicht dargestellt sind. Die Steuerhebel der Bremsen sind jedoch schematisch bei 309 gezeigt. Diese Hebel sind mittels eines schematisch dargestellten Bowdenzuges 310 mit einem in der Pilotenkabine untergebrachten und weiter unten noch beschriebenen Steuergetriebe verbunden. Nach den Abb. 21 und 23 ist die Säule 308 rohrförmig ausgebildet. An ihrem oberen Ende ist ein innerer Träger 311 befestigt, der mit einer Gabel 312 versehen ist. In der Gabel ist der Querzapfcn 42 gelagert, auf dem ein Zwischenglied 313 drchbar angeordnet ist. Die Schwingbewegung des Zwischengliedes um den Drehzapfen 42 herum ist durch einen Teü 313* des Zwischengliedes 313 begrenzt, der nach unten zwischen zwei Backen. 3ii-^v ragt. Die Backen 311* bilden einen Teil des Trägers 311.

Das Zwischenglied 313 ist mit einem rückwärtigen Ansatz versehen, der den Längsdrehzapfen 43 bildet. Auf diesem Zapfen ist eine Achse 314 drehbar gelagert, deren unterer Teil ein waagerechtes, den Zapfen 43 umschließendes Lager bildet.

Wie bei den vorhergehenden Ausführungsformen ist die Rotorhabe ^7 ^au^ der Achse 314 mittels Lager 315 drehbar angeordnet. In diesem Fall ist jedoch nur ein einziger Ansatz 316 an der oberen Fläche der Nabe 37 befestigt. Der Ansatz 316 trägt den einzigen waagerechten Drehzapfen 39 für die Tragflächen. Die Hebel 40 sind mit gabelförmigen Enden versehen, die um den Stift 39 drehbar sind und den Ansatz 316 umschließen.

Die Nabe 37 endet nach unten in einen Kegel 317, dessen innere Fläche mit einem Reibbelag 317* ausgekleidet ist.

Wird der Rotor nach vorn um den Zapfen 42 herum bis nahezu in seine vorderste Lage gekippt, dann kommt der Reibbelag 31 ~^x mit einem Reibkcgelrad 318 in Eingriff, das am oberen Ende der Antriebswelle 303 angeordnet und bei 319 in einem Träger 320 drehbar ist. Der Träger 320 ist am oberen Ende der Säule 308 angeordnet.

Der einen Teil des Zwischengliedes 313 bildende Drehzapfen 43 ist nach hinten verlängert, um den Hebel 48 aufnehmen zu könncn, der mit der Stange 47 verbunden ist. Der Seitonhebel 52 ist an der Seite der Achse 314 befestigt.

Das untere linde der Stange 47 ist an einen Hebel 321 angeschlossen, der auf einer schwingbaren Ouerwclle 322 angeordnet ist. An der Welle 322 ist ebenfalls ein Hebel 323 befestigt, der in ein Fußpedal 324 endet.

Auf der schwingbaren Welle 322 ist ferner ein Hebel 325 befestigt, dessen Ende durch eine starke Zugfeder 328 mit einem Hebel 326 gekuppelt ist. Der Hebel 326 ist lose auf der Welle 322 angeordnet und mit einem Sperrglied 327 versehen. Das Sperrglied 327 legt sich an die Unterseite des Hebels 325 an.

Die Stange 329 verbindet den Hebel 326 mit einem Hebel 330, der die untere Verlängerung eines Handhebels 331 bildet. Der Hebel 331 ist mit einer Federklinke 332 versehen, die mit den Aussparungen eines feststehenden Quadranten 333 zusammenwirkt.

Normal erweise wird das Sperrglied 327 durch die Feder 328 fest gegen den Hebel 325 gedrückt, so daß der Hebel 326 zusammen mit dem Hebel 325 und der schwingbaren Welle 322 bewegt wird. Auf diese Weise wird in der Regel die Kippbewegung des Rotors in der Längsrichtung durch den Handhebel 331 über die Teile 330, 329, 326, 325, 322, 321, ' 47 und 48 gesteuert.

Da das Flugzeug in der Längsrichtung eine Eigenstabilität besitzt, ist eine ständige Steuerung der Kippbewegung des Rotors in der Längsrichtung durch den Piloten nicht erforderlich. Der Hebel 331 könnte daher mittels des Spcrrgliedes 332 in einer der gewünschten Fluggeschwindigkeit entsprechenden Lage festgestellt werden.

Der Rotor könnte jedoch im Bedarfsfälle, beispielsweise beim Landen, mittels des Pedals 324 schnell nach hinten gekippt werden, um den Anstellwinkel des Rotors zu vergrößern. Dabei überholt das unmittelbar mit der schwingbaren Welle 322 gekuppelte Pedal 324 mittels des Hebels 33τ, wenn dieser durch das Sperrglied 322 festgestellt ist, die Handsteuerung, wobei die Feder 328 nachgibt und der Hebel 325 in die Lage versetzt wird, das Sperrglied 327 abzuheben.

Bei Freigabe des Pedals 324 wird dieses kräftig durch die Feder 328 in ihre Normallage zurückgeführt. Die Federklinke 332

könnte mit nicht dargestellten Vorrichtungen zum raschen Freigeben der Klinke versehen sein; als solche kommen bekannte Bauarten in Betracht.

Der Eingriff des kegelförmigen Ritzels 318 mit der Reibfläche 3i7^x" des Rotornabcnkegels 317 erfolgt beim Kippen des Rotors nach vorn in seine vorderste Lage, was mittels des Handhebels 331 geschieht. Der vordere Teil des Quadranten 333 ist, wie dargestellt, abgesetzt, um die Ausübung eines stetigen und sanften Druckes zu ermöglichen.

Dieser Druck könnte unmittelbar von Hand oder mittels eines besonderen Gliedes 340 ausgeübt werden, das um eine nach vorn und zurück bewegbare Achse 341 drehbar ist und dessen vorderer Rand eine Rampe oder Nockc 344 l)ildfl. Diese Nockc übt nach vorn einen Druck auf di'ii Nebel 331 aus, sobald der Handgriff des 1 IcIk¹Ih 3^0 in eine dem Uhrzeigersinne entsprechende Drehrichtung, von rückwärts gesehen, verschwenkt wird.

Ferner ist das Kabel 306, welches die in dem Transmissionsgehäuse 304 angeordnete Klauenkupplung betreibt, über eine Scheibe 343 nach oben geführt und mit einer Scheibe 342 verbunden, die am vorderen Ende des Hebels 340 angeordnet ist.

In Abb. 22 sind vier Stellungen des Hebels 340 dargestellt. Diese vier Stellungen sind mit den Buchstaben A, B, C und D bezeichnet. Die Stellung C ist mit vollen Linien dargestellt, während die übrigen Stellungen gestrichelt gezeichnet sind.

Die normale Lage des Hebels ist bei A; in diese Lage wird der Hebel durch eine Feder 347 gelenkt (Abb. 21 und 23).

Sobald der Hebel in einer dem Uhrzeigersinne entsprechenden Richtung gedreht wird, wird das Kabel 306 "angezogen und dadurch der Hebel 305 geschwenkt, wodurch die in dem Gehäuse 304 (Abb. 20) untergebrachte Klauenkupplung eingerückt wird. Diese Klauenkupplung ist in der Zeit völlig eingerückt, in der der Hebel die Stellung B erreicht hat.

Bei der weiteren Bewegung des Hebels in die Stellung C wird dessen vordere Nockenfläche 344 in Eingriff mit der hinteren Fläche des Hebels 331 gebracht. Dieser Hebel wurde vorher in die in gestrichelten Linien in Abb. 21 gezeigte Lage nach vorn gestoßen.

Bei weiterer Druckausübung auf den Hebel 340 im Sinne des Uhrzeigers von der Stellung C in die Stellung D wird von dem Hebel 331 ein weiterer Druck bei stetig anwachsendem Hebelarm ausgeübt; auf diese Weise werden die Kegel 317 und 318 in völligen Eingriff miteinander gebracht.

Die Feder 328 muß natürlich genügend stark sein, um den Kupplungsdruck der Kegel 317 und 318 ohne nennenswerte Dehnung zu übertragen; zu diesem Zweck sollte ci.ne erhebliche Vorspannung vorhanden seiTi, wenn der Hebel 325 mit dem Sperrglied 327 in Eingriff kommt.

Auf dem Hebel 43 ist eine geschlitzte Scheibe 345 angeordnet, die mitteis einer mit Flügeln versehenen Schraube 346 in irgendeiner Lage festklemmbar ist.

An die Scheibe 345 ist eine Anschlagplatte 348 angelenkt, die unter dem Einfluß einer Feder 349 steht.

Sobald der Hebel 340 in seine Normalfa.ge A gekommen ist, befindet sich die Anbchlagplatte 341 in der in gestrichelten Linien gezeigten Lage. Iu dieser Lage befindet sich die Platte in der Bahn des ITcIk¹Is 331, so daß dieser nicht so weil nach vorn geschwenkt werden kann, um die Kegel 317 und 31S in Eingriff, miteinander zu bringen. Befindet sich jedoch der ILcbel 331 vor tier Platte 34S, dann kann die Platte unter dem Einfluß der Feder 349 nachgeben, so daß der Hebel 331 bis hinter die Platte 34S gezogen wird.

Auf diese Weise wird durch den Hebel 340 und die Anschlagplatte348 folgendes erreicht:

1. Die Kegel 317, 318 können während des normalen Fluges nicht in Eingriff miteinander gebracht werden.

2. Der Rotor kann normalerweise nicht so weit gekippt werden, daß das Flugzeug eine gefährliche S teil I age einnimmt.

3. .Beim liiurüeken der Transmision wahrend des Startens des Rotors wird die in dem Gehäuse 304 angeordnete Klauenkupplung vor den Reibungskegeln eingerückt.

4. Die Klauenkupplung kann nicht eingerückt werden, wenn die Reibungskegel bereits eingerückt sind.

Es ist ferner ein Hebel 350 vorgesehen, der über einen Arm 353 und den Bowdenzug 310 die Radbremsen steuert. Dieser Hebel ist mit einem Handknopf 351 und einer Rolle 352 versehen, die in die Bahn des Hebels 331 hineinragt. Wenn daher der Hebel 331 zum Zwecke des Einrückens der Kegel 317, 318 nach vorn gedruckt wird, wird der Hebel 350 ebenfalls nach vorn gepreßt, so daß die Radbremsen selbsttätig eingerückt werden. no

Damit die Radbremsen beim Parken des Flugzeuges in einer bestimmten Lage festgestellt werden können, ist ein Stift 354 vorgesehen, durch den der Hebel 350 in der angelegten Lage festgestellt werden kann. Der Hebel 350 ist mit einem Ansatz 356 versehen, der ein zur Aufnahme des Stifte.*· 354 dienendes Loch aufweist. Der Stift 354 ist in entsprechender Weise an einer Kette 355 befestigt, iac

Beim dargestellten Ausführungsbeispiel sind der Quadrant 333, der Hebel 340 sowie

der XTcbcl 350 auf einem Träger 339 angeordnet^ die Unterbringung dieser Teile könnte ;ii)cr auch auf andere Weise geschehen. Beim Starten des Flugzeuges spielen sich folgende Vorgange der Reihe nach ab: Nachdem der Motor in Gang gebracht und der für die Zwecke des Parkens dienende Stift 354 abgezogen worden ist, wird der Hebel 331 nach vorn gerückt, bis er in die am weitesten vorn liegende Kerbe des Quadranten 333 eingerückt ist. Der Hebel 340 wird sodann im Sinne des Uhrzeigers, von rückwärts gesehen, aus der Lage A über die Stellungen B und C in die Lage D geschwenkt. Auf diese Weise wird zunächst die Klauenkupplung eingerückt, worauf auf den Hebel 331 zum Zwecke des Einrückens der Kegel 317, 318 ein Druck nach vorn ausgeübt wird. Gleichzeitig wird der Hebel 350 nach vorn gerückt,

ao so daß die Radbremsen zur Anlage gebracht werden und so verhindert wird, daß sich xdas Flugzeug auf dem Boden bewegt, wenn der Motor auf Touren gebracht wird, um die Anfangsdrehung des Rotors herbeizuführen.

Wenn der Rotor auf seine volle Umlaufzahl gebracht worden ist, wird der Hebel 340 freigegeben und durch seine Feder 347 in die Stellung yi zurückgebracht. Auf diese Weise wird der Einrückdruck der Kegel 317, 318 aufgehoben, so daß die Klauenkupplung ausgerückt und die Radbremsen freigegeben werden. Das Flugzeug befindet sich nunmehr in der Startlage.

Die Quersteuerung des Rotors erfolgt durch ein Handrad 338, ein Seil 337, eine Schnecke 336, einen Sektor 335 sowie einen Arm 334, der mit der Stange 51 gekuppelt ist. Die Stange 51 und der Hebel 52 sind nachgiebig miteinander verbunden; dabei finden Druckfedern 360 Anwendung, die an Anschlägen 361 des Rohres 51 und an einem Ring 359 einer Stange 358 anliegen. Die Stange 358 ist in den Anschlägen 361 gleitbar; sie endet in einem Auge 357, das an einem am Hebel 52 angeordneten schwingbaren Glied 356 angeschlossen ist.

Auf diese Weise schließt die Quersteuerung des Rotors eine durch die Schnecke 336, den Sektor 335 und ein nachgiebiges Element 360 usw. gebildete nicht umkehrbare Steuervorrichtung ein. Das nachgiebige Element 360 liegt zwischen der nicht umkehrbaren Steuervorrichtung und dem Rotor.

Die in den Abb. 13 bis Kj in Anwendung bei einem einsitzigen Flugzeug dargestellte Einrichtung nach der Erfindung könnte ganz allgemein auch bei mehrsitzigen Flugzeugen Anwendung finden, da die Erfindung Mittel

fio einschließt, die zur Verlagerung des Anhubmittelpunktes in der Längsrichtung dienen, so daß großen Lageveränderungen des Schwerpunktes in der Längsrichtung Rechnung getragen werden kann. Außerdem finden außerordentlich kräftige Steuerungen Anwendung.

Claims (22)

Patentansprüche:

1. Flugzeug mit Tragfiächcnrotor, dessen Achse gegenüber dem Flugzeugkörper in einer oder mehreren im wesentlichen senkrechten Ebenen um Konstruktionsachsen schwenkbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß jede Schwenkachse (42, 43) oberhalb des Schwerpunktes (g) des Flugzeuges und der Schnittpunkt (/', /-) der Rotorachsc (0-0) mit der Projektionslinie (0-0, 1-1, 2-2, 3-3, 4-4, 5-5) der resultierenden aerodynamischen Reaktionskraft des Rotors auf einer die Rotorachse und den kürzesten Abstand zwischen der Rotorachse und dem Schwenkzapfen enthaltenden Ebene oberhalb dieser Schwenkachse liegt und ferner die Schwenkachse gegenüber der Rotorachse in Richtung der aerodynamischen Reaktionslinie so versetzt ist, daß in keiner Fluglage die Rotorachse zwischen der aerodynamischen Reaktionslinie und dem Schwenkzapfen liegt, wobei der Grcnzfall, in dem die Schwenkachse durch den genannten Schnittpunkt hindurchgeht, mit eingeschlossen ist.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, bei dem der Rotor aus einer Nabe mit mehreren an diese durch im wesentlichen waagerechten Schwenkachsen angelenkte Tragflächen besteht, dadurch gekennzeichnet, daß die Konstruktionsachse (42, 43), um welche die Rotorachse (78) schwenkbar ioo ist, in oder ganz in der Nähe einer Ebene oder einer mittleren Ebene, wenn die waagerechten Gelenkzapfen der Tragflächen nicht in einer Ebene liegen, liegt, welche die waagerechten Schwenkachsen (39) der Tragflächen enthält.

3. Flugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die im allgemeinen waagerechten Schwenkachsen (39) der Rotortragflächen (38) die Rotorachse schneiden und die Konstruktionsachse (42, 43), um welche die Rotorachse (78) schwenkbar ist, an der Schnittstelle der Rotorachse mit den waagerechten Gelenkachsen (3c)) der Tiagilächni (38) oder an einem dieser Schnittstelle entsprechenden Punkt der Roloradisc, 'wenn mehr als eine Schnittstelle vorhanden ist, liegt.

4. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine zum regelbaren Kippen der Rotorachse (78) dienende Schwenkachse (42, 43) so

angeordnet ist, daß bei allen Geschwindigkeiten innerhalb des normalen Flugbereiches dje Projcktionslinic der aci'odyna-ITHScIh¹Ii Reaklionskraft des Rotors auf einer die Rotorachsc und <Icn kürzesten Abstand zwischen der Rotorachse und der Schwenkachse enthaltenden Ebene zwischen der Schwenkachse und der Rotorachse liegt.

5. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine Schwenkachse (42) für die Kippbewegung der Rotorachse (78) in der Längsrichtung im allgemeinen quer zura Flugzeugrumpf (31) verläuft.

6. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Schwenkachse (43) für die seitliche Kippbewegung der Rotorachse (78) im all-

ao gemeinen in der Längsrichtung des Flugzeugrumpfes (31) verläuft.

7. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Kippbewegung der Rotorachse (78) in

as bezug auf den Flugzeugrumpf (31) in einer oder mehreren Ebenen wenigstens teilweise abgebremst ist.

8. Flugzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotorachse (78) von Reibungsdämpfer!! (147, 148, 149) abgebremst ist.

9. Flugzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß dre zum Abbremsen der Kippbewegung der Rotorachse (78) dienenden Mittel -f-nö, i°3^ einen oder mehrere elastische Dämpfer (440) einschließen, f^i

10. Flugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein oder mehrere elastische Dämpfer () der Ro-/

p ()

/ torachse (78) bei ihrer Kippbewegung in einer oder mehreren Ebenen eine nachgiebige Ablenkung verleihen.

11. Flugzeug nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Maß der der Rotorachse (78) bei ihrer Kippbewegung verliehenen elastischen Ablenkung änderbar ist.

12. Flugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der neutrale Kippwinkel der Rotorachse (78) in irgendeiner Ebene, d. h. der Winkel, bei dem die elastische Dämpfwirkung in dieser Ebene keinerlei Kraft ausübt, veränder-Hch ist.

13. Flugzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel, mit dem die Rotorachse (78) in einer Ebene gekippt werden kann, durch Anschläge (76)

So 'begrenzt ist.

14. Flugzeug nach den Ansprüchen 1

bis 13, dadurch gekennzeichnet,/ daß neben der regelbaren KippmögHchkcit der Rotorachse (78) diese in einer im vesentliclien senkrecht zu ihr stehenden il'chtung zu sich selbst verschiebbar ist.

15. Flugzeug nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Verschiebung der Rotorachse (78) dienenden Mittel (71°) während des Fluges regelbar sind.

16. Flugzeug nach den Ansprüchen 14 und 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Verschiebung der Rotorachse (78) zu sich selbst in der Regel in der Längsrichtung des Flugzeuges stattfindet.

17. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 16, bei dem der Rotor oberhalb des Flugzeugrumpfes angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß die zum Kippen der Rotorachse (78) in der Längsrichtung dienende, quergerichtete Schwenkachse (42) hinter dem Schwerpunkt (g) des Flugzeuges liegt.

18. Flugzeug nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß eine vom Schwerpunkt (g) des Flugzeuges auf den qucrgcrichlctcn Schwenkzapfen (42) für die KippbewL'^ung der Rotorachse (78) in der Längsrichtung gezogene Senkrechte mit einer senkrecht zur Längsachse des Flugzeuges stehenden Ebene einen Winkel von ungefähr 6° bildet.

19. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Kippbewegung der Rotorachse (78) in einer oder mehreren senkrechten Ebenen von einer handbedienten Steuervorrichtung (44) regelbar und diese Steuervorrichtung mit einem kippbar angeordneten Lagerkörper (78) für die Rotorachse verbunden ist.

20. Flugzeug nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß in die Verbindung zwischen der von Hand bedienbaren Steuervorrichtung (44) und dem kippbaren Lagerkörper (78) für die Rotorachse ein oder mehrere nachgiebige übertragungsglieder (106) eingeschaltet sind.

21. Flugzeug nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die zwischen der Steuervorrichtung (44) und dem Lagerkörper (78) für die Rotorachse eingeschalteten Glieder 'aus einer nicht umkehrbaren Übertragungsvorrichtung bestehen.

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22. Flugzeug nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen die nicht umkehrbare Übertragungsvorrichtung und den Lagerkörper (78) für die Rotorachse ein nachgiebiges Übertragungsglied eingeschaltet ist.

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. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 is\22, dadurch gekennzeichnet, daß die Roto'rachsc (78) in einer oder mehreren im wesentlichen senkrechten Ebenen kippbar ist und die'Kipplage de'r Rotorachse in einer bestimmten Stellung durch Sperrvorrichtungen feststellbar ist.

24. Flugzeug nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperrvorrichtung rasch auslösbar ist.

25·. Flugzeug nach den Ansprüchen τ bis 24, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotorachse (78) in senkrechten Ebenen sowohl in der Längs richtung als auch in der Querrichtung des Flugzeuges schwenkbar ist und beide Kippbewegungen von einem einzigen handbedienten Organ (44) aus steuerbar sind.

26. Flugzeug nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß die Kippbewegungen der Rotorachse (78) in der Längsrichtung und in der Querrichtung des Flugzeuges unabhängig voneinander von Hand steuerbar sind.

27. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 26, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotorachse (78) in einer im wesentlichen senkrechten Längsebene des Flugzeuges kippbar ist und neben einem für diese Zwecke von Hand bedienbaren Hebel -¹· o. dgl. ein Fußpedal (324) vorgesehen ist, mittels dessen der Rotor bei völlig herabgedrücktem Pedal innerhalb eines großen Winkels in einer dem Wachsen des Anstellwinkels entsprechenden

•Richtung gekippt werden kann, wobei die Steuerverbindungen so angeordnet sind, daß das Pedal die Handsteuervorrichtung selbst dann überspringen kann, wenn diese geblockt ist.

28. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 27, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerung des Flugzeuges während des Fluges in den Längs- und Quersenkrechtebenen einzig und allein durch Kippen oder bzw. und Verschieben der Rotorachse (314) in der Längs- und Querrichtung des. Flugzeuges erfolgt.

29. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 28, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerung des Flugzeuges während des Fluges außer der Steuerung der Antriebsschraube einzig und allein durch Kippen oder bzw. und Verschieben der Rotorachse (78) in der Längs- und Querrichtung des Flugzeuges erfolgt.

30. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 27, bei dem undrehbare Steuerflächen in Form von Höhensteuern und Verwindungsklappen vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtungen (206, 212) für die Höhensteuer (205) und Verwindungsklappen ("203) mit den zum Kippen und Verschieben der Rotorachse (78) in der Längs- bzw. Querrichtung des Flugzeuges dienenden Steuervorrichtungen (44) verbunden sind.

31. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 29, dadurch gekennzeichnet, daß die aerodynamische Stabilität des Flugzeugrumpfes (31) unabhängig vom Rotor beim Hinundherschwanken positiv und beim Stampfen und Rollen positiv oder zum mindesten neutral ist, wobei für diese Zwecke gegebenenfalls undrehbare Hillsflächen (300, 301) vorgesehen sind.

32. Flugzeug nach Anspruch 31, gekennzeichnet durch eine waagerechte undrehbare Schwanzfläche (301), deren stabilisierendes Moment wesentlich kleiner ist als das Moment, was zur wirksamen Stabilisierung des ganzen Flugzeuges beim Stampfen erforderlich wäre, wenn die Rotorachse (314) in bezug auf den Flugzeugrumpf·* (31) feststehend angeordnet wäre. Der Unterschied der stabilisierenden Momente verhält sich beispielsweise ungefähr wie ²/₃ : I.

33. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 32, dadurch gekennzeichnet, daß neben einer oder mehreren undrehbaren Stabilisierungsflächen Steuervorrichtungen vorgesehen sind, die während des Fluges eine Einstellung der Winkellagen der einen oder mehreren Stabilisierungsflächen innerhalb eines begrenzten Bereichs ermöglichen.

34. Flugzeug nach den Ansprüchen I bis 29 und 31 bis 33 mit Antriebsschraube und einem aus einem oder mehreren Haupttragrädern bestehenden Untergestell, dadurch gekennzeichnet, daß die Haupttragräder (34) wenigstens so weit vor dem Schwerpunkt (g) des Flugzeuges angeordnet sind, daß sich das Flugzeug auf waagerechtem oder leicht nach vorn abschüssigem Boden bei abgebremsten oder verklotzten Rädern nicht überschlagen kann un<cl die Antriebsschraube oder -schrauben (33) ihre maximale Zugkraft entwickeln können, trotzdem das Flugzeug nicht mit einem Höhensteuer verschen ist, mittels dessen durch die Wirkung des von dem Propeller ausgehenden Gleitstromes eine nach unten gerichtete Kraft auf den Schwanz des Flugzeuges ausgeübt werden könnte.

35. Flugzeug nach Anspruch 34, bei dem die Antriebsschraube und der Rotor zum Zweck des Startens des Rotors miteinander verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Haupttragräder (34) so

weit vor dem Schwerpunkt (g) des Flugzeuges liegen, daß sieh das Flugzeug auf waagerechtem oder leicht nach vorn abschüssigem Boden bei abgebremsten oder verklotzten Rädern nicht überschlagen kann und der Rotor unter dem Einfluß des Antriebs seinen maximalen Auftrieb erreichen kann, trotzdem das Flugzeug kein Höhensteuer besitzt, mittels dessen durch die Wirkung des von dem Propeller ausgehenden Gleitstromcs eine nach unten gerichtete Kraft auf den Schwanz des Htigzcuges ausgeübt werden könnte.

3(>. Flugzeug nach den Ansprüchen 34 und 35, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor unter dem Einfluß der Antriebsverbindung seinen maximalen Auftrieb und die Antriebsschraube oder -schrauben (33) ihren maximalen Zug entwickeln, wenn der Rotor und die Antriebsschraube oder -schrauben miteinander gekuppelt sind und wobei ein Überschlagen des Flugzeuges bei abgebremsten oder verklotzten Haupttragrädern (34) ausgeschlossen ist.

37. Flugzeug nach den Ansprüchen 34 bis 36, dadurch gekennzeichnet, daß der hintere Teil des Flugzeuges auf dem Boden mittels eines Schwanzrades (64) abgestützt ist, das einen wesentlichen Teil des Gesamtgewichts des Flugzeuges aufnimmt, und daß dieses Schwanzrad drehbar angeordnet und mit regelbaren Steuergliedern (O7) versehen ist.

38. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 37 mit einem zum Antrieb der Propellerschraube dienenden Motor, der mit dem Rotor unter Einschaltung einer steuerbaren Kupplung zum Zwecke des Startens des Rotors verbunden ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungsglieder zwischen der Steuervorrichtung (331) für die Kippbewegung der Rotorachse (314) in einer Längsebene und der steuerbaren Kupplung so angeordnet sind, daß die Kupplung selbsttätig ausgerückt wird, mit Ausnahme des Falles, in dem die Rotorachse nach vorn, d. h. in Richtung der abnehmenden Rotorneigung in eine Lage jenseits des normalen Flugbereiches gekippt wird.

39. Flugzeug nach Anspruch 38, dadurch gekennzeichnet, daß Mittel vorgesehen sind, die mit dem zur Steuerung der Längskippbewcgung der Rotorachse (314) dienenden Handhebel (33 O verbunden sind und verhindern, daß der Pilot die Rotorachse während des Fluges so weit nach vorn kippt, daß die Kraftübertragungskupplung eingerückt würde.

40. Flugzeug nach den Ansprüchen 38 und 39, bei dem die HaupttragrVl'.-r des Untergestelles mit Bremsen verseher, sind, dadurch gekennzeichnet, daß der zur Steuerung der Längskippbewegung der Rotorachse (314) dienende Handhebel (331) mit der Steuervorrichtung für die Hauptradbremsen (309) so verbunden ist, daß die Radbremsen in ihre Bremslage gebracht werden, sobald der Handhebel eine Lage einnimmt, die einer solchen Kippstelluug der Rotorachse nach vorn entspricht, daß die Kraftübertragungskupplung eingerückt wird und daß die Radbremsen bei der Verstellung des Handhebels zum Zwecke des Ausrückens ^ der Kupplung freigegeben werden.

41. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 40 mit einem zum Antrieb der Propellerschraube oder -schrauben dienenden Motor, der zum Zwecke des Startens des Rotors mit diesem verbunden ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Lagerkörper (78) für die Rotorachse in der Längsrichtung und in seitlicher Richtung kippbar ist und ein zum Antrieb des Rotors dienendes Ritzel (94) trägt, das von einer teleskopartig ausgebildeten und mit einem Universalgelenk (105) verseltenen Welle (104) nachgiebig antreibbar ist, und daß ferner auf dem Lagerkörper (78) für die Rotorachse die Rotornabe (37) und zu dieser konzentrisch ein mit dem Ritzel kämmendes Antriebsrad (95) angeordnet sind.

42. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 41, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Lagerkörper (78) für die Rotorachse feststehende Bremskörper (98) mit ihren Antriebsmitteln und auf der Rotornabe (37) eine mit den feststehenden Bremse körpern zusammenwirkende Bremstrommel (97) vorgesehen sind.

43. Flugzeug nach den Ansprüchen 3 S bis 40, dadurch gekennzeichnet, daß ein zur Rotornabe (27) konzentrisch angeordnetes Antriebsrad (317) für den Rotor mit einer Reibfläche (3X7^X) versehen ist, die mit einer entsprechenden Reibfläche eines Rotorantriebsritzels (318) zusammenwirkt, und daß das Rotorantriebsritzel auf einem feststehenden Teil des Rotorgestelles so angeordnet ist, daß dieses Ritzel mit dem Antriebsrad nur dann in Eingriff kommt, wenn der Rotor seine vorderste Kippgren/.e in der Längsrichtung des Flugzeuges einnimmt.

44. Flugzeug nach Anspruch 43, dadurch gekennzeichnet, daß neben einer zur Steuerung der Kippbewegung des Rotors dienenden, in der Längsrichtung

yersehweukbarcn Steuersäule zur Austtln;ng eines Druckes auf die Steuersäule 7.\m Zwecke des Einrückens der Rotorautriebsreibglicder (317, 318) ein zusätzlicher Hebel (340) o. dgl. dient.

45. Flugzeug· nach Anspruch 44, dadurch gekennzeichnet, daü der zusätzliche Ifebcl (340) o. dgl. gleichzeitig zur Steuerung einer in die Kraftübertragungsvorrichtung für den Rotor eingeschalteten zusätzlichen Kupplung dient.

46. Flugzeug nach den Ansprüchen 44 und 45, dadurch gekennzeichnet, daß der zusätzliche Steuerhebel (340) o. dgl. Sperrglieder (348) trägt, die in der unwirksamen Lage des zusätzlichen Hebels wirksam sind, um zu verhindern, daß die Steuersäule so weit nach vorn bewegt wird, daß die Rotorantriebsrcibteile (317. 318) eingerückt wurden.

47. Flugzeug nach Anspruch 46, dadurch gekennzeichnet, daß der zusätzliche Hebel (340) o. dgl. in die unwirksame Lage unter dem Einfluß einer Feder (347) abgelenkt wird.

48. Flugzeug hach den Ansprüchen 14 bis 16, dadurch gekennzeichnet, Λά?ι die Tragvorrichtung für den Rotor aus einem feststehenden Gestell (36, 223), einem waagerecht auf diesem Gestell verschiebbaren Träger (7i^ß), einem auf diesem Träger in der Längsrichtung und in der Querrichtung drehbaren Lagerkörper (78) für die Rotorachse sowie einer auf diesem Lagerkörper drehbar angeordneten Rotoi-nabe (^7) besteht.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen