DE590006C - Airplane with a wing rotor - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge mit Tragflächenrotor. Bei solchen Flugzeugen wird der Rotor in der Regel selbsttätig durch den Fahrtwind angetrieben. Der Rotor selbst besteht aus mehreren radialen Tragflächen, die. an einer drehbaren Nabe angeordnet sind. Die. Achse der Nabe verläuft im wesentlichen senkrecht. Die Tragflächen sind an die Nabe angelenkt oder sonst biegsam mit ihr verbunden.The invention relates to aerofoil rotor aircraft. With such aircraft will the rotor is usually driven automatically by the airflow. The rotor itself is made up from several radial aerofoils that. are arranged on a rotatable hub. The. The axis of the hub is essentially perpendicular. The wings are hinged to the hub or otherwise flexibly connected to it.

Dadurch können die Tragflächen einzeln in Ebenen frei schwingen, welche die Drehachse enthalten. Die Tragflächen können auch, wenigstens bis zu einem gewissen Grade, in der allgemeinen Drehebene frei schwingen. Dadurch wird ein selbsttätiger Ausgleich zwischen dem Auftrieb, den Zentrifugalkräften .und den Trägheitskräften erreicht. Die Krängungstendenzen des Rotors sind dabei im wesentlichen ausgeschaltet. This allows the wings to swing freely individually in planes that form the axis of rotation contain. The wings can also, at least to some extent, be in the swing freely in the general plane of rotation. This creates an automatic balance between the Buoyancy, the centrifugal forces. And the inertial forces. The tendency to heel of the rotor are essentially switched off.

Die Erfindung bezieht sich insbesondere auch auf Flugzeuge der genannten Art, bei denen feststehende HUfsflügel verwendet werden. Durch diese Hilfsflügel wird der von dem Tragflächenrotor erzeugte Auftrieb insbesondere bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten erhöht.The invention also relates in particular to aircraft of the type mentioned, in which fixed auxiliary wings are used. This auxiliary wing is used by the wing rotor generated lift is increased especially at high forward speeds.

Die Erfindung bezweckt eine Verbesserung des Flugzeuges in bezug auf seine Gleichgewichtslage in Verbindung mit einer Verbesserung seiner Stabilität und seiner Steuer-The invention aims to improve the aircraft with respect to its equilibrium position in connection with an improvement in its stability and tax

3P barkeit. Nach der Erfindung soll auch der Ausgleich des Rotors selbst verbessert werden.3P availability. According to the invention, the compensation of the rotor itself should also be improved.

Weiterhin bezweckt die Erfindung eine Verringerung der Beanspruchungen, denen die Rotornabe und deren Traggestell ausgesetzt sind. Hierzu gehören insbesondere die schwankenden Biegungsmomente. Es wird nach der Erfindung auch angestrebt, die Neigung des Rotorsystems, zu klemmen und zu vibrieren, herabzusetzen, um dadurch Brüche und Beschädigungen durch Ermüdung des Baustoffs zu vermeiden.Furthermore, the invention aims to reduce the stresses that the The rotor hub and its support frame are exposed. These include in particular the fluctuating ones Bending moments. The invention also aims to reduce the tendency of the rotor system to jam and vibrate, reduce breakage and damage due to fatigue of the building material to avoid.

Bei Flugzeugen mit einem Rotor der beschriebenen Art ändert sich die Richtung der Steiglinie des Flugzeuges in bezug auf die Achsen des Flugzeugrumpfes entsprechend den Flugverhältnissen, d. h. die Steiglinie verschiebt sich sowohl nach vorn als auch nach hinten sowie nach der Seite in den verschiedenen Lagen des Flugzeuges bei den verschiedenen Flugverhältnissen, so daß der Rotor RoE- und Stampfmomente um den Schwerpunkt des Flugzeuges auslöst. Diese Momente ändern sich entsprechend den Flugverhältnissen. In aircraft with a rotor of the type described, the direction of the changes Climb line of the aircraft with respect to the axes of the aircraft fuselage according to the Flight conditions, d. H. the ascent line shifts both forward and backward behind as well as to the side in the different positions of the aircraft with the different Flight conditions so that the rotor RoE and pitching moments around the center of gravity of the aircraft triggers. These moments change according to the flight conditions.

Diese Schwankungen des Roll- und Stampfmoments sollen nach der Erfindung verringert werden. Zu diesem Zweck sind Mittel vorgesehen, die diesen Schwankungen entgegenwirken. These fluctuations in the roll and pitch torque are intended to be reduced according to the invention will. To this end, means are provided that counteract these fluctuations.

Nach der Erfindung sind bei einem Flugzeug mit einem Tragflächenrotor der geschilderten Art, dessen verschiedene Tragflächen unabhängig voneinander an eine drehbare Nabe so angelenkt sind, daß sie einzeln (im wesentlichen in senkrechter Richtung) Schwingbewegungen in Ebenen ausführen können, in denen die Rotor-According to the invention, in an aircraft with a wing rotor, the described Kind, the different wings of which are articulated independently of each other on a rotatable hub are that they individually (essentially in the vertical direction) oscillating movements in Can run levels in which the rotor

drehachse liegt, die Achsen der Gelenke, um welche die einzelnen Schwingbewegungen der Tragflächen stattfinden, so angeordnet, daß sie die Rotordrehachse schneiden. Die Tragflächen können außerdem noch so an die Nabe angelenkt sein, daß zum mindesten in beschränktem Maße eine unabhängige Schwingbewegung einer jeden Tragfläche in der allgemeinen Drehebene des Rotors möglich ist. ίο Bei einer besonders zweckmäßigen Ausführungsform der Erfindung ist der Rotor mit einer geraden Anzahl von Tragflächen ausgerüstet, von denen je zwei diametral gegenüberliegende an die Rotornabe mittels eines gemeinsamen Bolzens angelenkt sind, dessen Achse die Rotordrehachse ungefähr im rechten Winkel schneidet.axis of rotation, the axes of the joints around which the individual oscillating movements of the Airfoils take place, arranged so that they intersect the axis of rotation of the rotor. The wings can also be articulated to the hub that at least to a limited extent Dimensions an independent swinging movement of each wing is possible in the general plane of rotation of the rotor. ίο In a particularly useful embodiment of the invention, the rotor is with Equipped with an even number of wings, two of which are diametrically opposed are articulated to the rotor hub by means of a common bolt, the Axis intersects the rotor axis of rotation approximately at a right angle.

Bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist das Flugzeug mit feststehenden Hilfsflügeln versehen, die mit einem verschiedenen mittleren wirksamen Anstellwinkel am Flugzeugrumpf angeordnet sind. Der auf der Seite der sich rückwärts bewegenden Rotortragfläche liegende feststehende Flügel hat den geringeren mittleren wirksamen Anstellwinkel, so daß durch die feststehenden Flügel ein Rollmoment erzeugt wird, das sich mit der Fluggeschwindigkeit in einer solchen Weise ändert, daß den Schwankungen des von dem Rotor er-ο zeugten Rollmoments entgegengewirkt wird. Bei dieser Ausführungsform verläuft die Drehachse des Rotors nahezu in einer senkrechten Ebene durch den Schwerpunkt des Flugzeuges hindurch, so daß das Flugzeug in gerader Kiellinie mit sogenannter senkrechter Neigung in der Gleichgewichtslage ist. In dieser Lage ist der Rotor mit Anstellwinkeln wirksam, die erheblich größer sind als der Mindestauftriebswinkel der feststehenden Flügel. Letztere sind daher im wesentlichen unwirksam. Die Steiglinie des Rotors liegt annähernd in der die Rotordrehachse enthaltenden Längsebene.In a further embodiment of the invention, the aircraft is stationary Auxiliary wings provided with a different mean effective angle of attack on Aircraft fuselage are arranged. The one on the side of the backward moving rotor wing horizontal fixed wing has the lower mean effective angle of attack, so that a roll moment is generated by the fixed wing, which increases with the airspeed changes in such a way that the fluctuations of the rotor er-ο generated roll moment is counteracted. In this embodiment, the axis of rotation runs of the rotor almost in a vertical plane through the center of gravity of the aircraft through it, so that the aircraft is in a straight keel line with a so-called vertical inclination is in equilibrium. In this position the rotor is effective with angles of attack that are significantly larger than the minimum lift angle of the fixed wing. The latter are therefore essentially ineffective. The rise line of the rotor is approximately in that of the Longitudinal plane containing the rotor axis of rotation.

Auf den Zeichnungen sind mehrere Ausführungsformen der Erfindung als Beispiele dargestellt.Several embodiments of the invention are shown as examples in the drawings shown.

Fig. ι ist eine schematische Seitenansicht des Flugzeuges.Fig. Ι is a schematic side view of the aircraft.

Fig. 2 zeigt in größerem Maßstabe einen Teil der Rotorlagerung mit den abgebrochenen 50; Wurzelenden der Tragflächen.Fig. 2 shows on a larger scale part of the rotor bearing with the broken off 50; Root ends of the wings.

Fig. 3 veranschaulicht in Seitenansicht einige der in Fig, 2 dargestellten Rotorteile.FIG. 3 illustrates some of the rotor parts shown in FIG. 2 in a side view.

Fig. 4 ist eine zum Teil im Schnitt gehaltene Draufsicht auf die in den Fig. 2 und 3 gezeigten Rotorteile.FIG. 4 is a top plan view, partly in section, of those shown in FIGS. 2 and 3. FIG Rotor parts.

Fig. 5 ist eine Seitenansicht eines abgeänderten Rotorkopfes mit mehreren Rotortragflächen. _ Fig. 6 . veranschaulicht einen waagerechten Schnitt nach der Linie 6-6 in Fig. 5. ,Fig. 7 und 8 sind schematische Darstellungen von Teilen zweier verschiedener Rotorsysteme, um die veränderliche Lage der Rotorsteiglinie bei verschiedenen Flugverhältnissen zu zeigen.Fig. 5 is a side view of a modified rotor head having multiple rotor wings. _ Fig. 6. illustrates a horizontal section along line 6-6 in FIG. 5. , Fig. 7 and 8 are schematic representations of parts of two different rotor systems, to the variable position of the rotor climb line in different flight conditions demonstrate.

Fig. 9 zeigt eine schematische Vorderansicht eines Flugzeuges mit einem Rotorsystem und feststehenden Hilfsflügeln bei verschiedenen Flugverhältnissen.9 shows a schematic front view of an aircraft with a rotor system and fixed auxiliary wings in different flight conditions.

Fig. 10 zeigt in schematischer Form einen feststehenden Hilfsflügel der in Fig. 9 dargestellten Art in zwei Lagen mit verschiedenen Anstellwinkeln.Fig. 10 shows in schematic form a fixed auxiliary wing of the type shown in Fig. 9 in two positions with different Angles of attack.

Nach Fig. 1 besteht das Flugzeug aus einem Rumpf Ii mit einem Führersitz 12, einem Motor 13 sowie einem Propeller 14. Am hinteren Ende des Rumpfes il ist ein Steuersystem 15 vorgesehen. Das Flugzeug ist ferner mit einem Fahrgestell 16 und einem Schwanzrad 17 ausgerüstet.According to Fig. 1, the aircraft consists of a fuselage Ii with a driver's seat 12, a Motor 13 and a propeller 14. At the rear end of the fuselage il is a control system 15 provided. The aircraft is also provided with a landing gear 16 and a tail wheel 17 equipped.

Als Tragvorrichtung dient in erster Linie ein System drehbarer Tragflächen 18. Dieses Tragflächensystem ist mittels Streben oder Stützen 19 oberhalb des Flugzeugrumpfes angeordnet. An den Streben 19 ist ein Rotorkopf 20 befestigt.A system of rotatable wings 18 serves primarily as a support device The wing system is arranged above the aircraft fuselage by means of struts or supports 19. A rotor head 20 is attached to the struts 19.

Wie deutlich aus den Fig. 2, 3 und 4 hervorgeht, laufen die Streben 19 in eine Spitze 21 aus, die als Traglager für eine frei drehbare Achsspindel 22 dient. Bei dem dargestellten Rotorsystem sind vier Tragflächen 18 vorgesehen, die, wie insbesondere Fig. 2 zeigt, paarweise angeordnet sind. Die einem Paar angehörenden Tragflächen liegen in der gleichen mittleren Ebene. Die Ebene des anderen Tragflächenpaares verläuft in einem senkrechten Abstand von der Ebene des ersten Paares.As can be clearly seen from FIGS. 2, 3 and 4, the struts 19 run into a point 21 which serves as a support bearing for a freely rotatable axle spindle 22. With the one shown Rotor system, four wings 18 are provided which, as shown in particular in FIG. 2, are arranged in pairs. The wings belonging to a pair are in the same place middle level. The plane of the other pair of wings is vertical Distance from the plane of the first pair.

Die Achsspindel 22 besitzt eine Vierkantform. Die Tragflächen eines jeden Paares sind auf der Achsspindel mittels Gabeln 23 befestigt, welche die Spindel 22 umfassen. Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind die Gabeln 23 eines jeden Tragflächenpaares an der Achsspindel mittels eines gemeinsamen, im wesentlichen waagerecht verlaufenden Drehzapfens 24 befestigt, dessen Achse die Rotordrehachse schneidet. Die beiden Gabeln 23 eines jeden Tragflächenpaares greifen an der Achsspindel übereinander; sie sind jedoch einzeln gegenüber der Achse 24 drehbar. Jede Gabel 23 ist außerdem an ihrem äußeren Ende no ebenfalls gabelförmig ausgebildet, um einen Teil 25 aufnehmen zu können, der seinerseits an dem Innenende des Tragflächenholmes 26 befestigt ist. Mittels eines im wesentlichen senkrecht Verlaufenden Drehzapfens 27 sind die Teile 23 und 25 aneinandergelenkt.The axle spindle 22 has a square shape. The wings of each pair are attached to the axle spindle by means of forks 23 which enclose the spindle 22. at The preferred embodiment of the invention are the forks 23 of each pair of airfoils on the axle spindle by means of a common, essentially horizontal Trunnion 24 attached, the axis of which intersects the axis of rotation of the rotor. The two Forks 23 of each pair of airfoils grip one another on the axle spindle; however, they are individually rotatable with respect to the axis 24. Each fork 23 is also no at its outer end also fork-shaped in order to be able to accommodate a part 25, which in turn is attached to the inner end of the wing spar 26. By means of an essentially The parts 23 and 25 are articulated to one another in the perpendicular pivot pin 27.

Bei der oben geschilderten Ausführungsform kann jede Tragfläche unabhängig von den anderen Tragflächen sowohl nach oben und unten als auch nach vorn und hinten innerhalb der mittleren Drehebene Bewegungen ausführen. Auf diese Weise können die Tragflächen wäh-In the embodiment described above, each wing can be independent of the others Wing both up and down and fore and aft within the Perform movements in the middle plane of rotation. In this way, the wings can

rend des Fluges frei Lagen einnehmen, in denen die Trägheits-, Auftriebs- und andere Flugkräfte im Gleichgewicht sind.At the end of the flight, take up positions in which the inertia, lift and other forces of flight are in balance.

Der in den Fig. 2, 3 und 4 dargestellte Stiitzträger ist mit Anschlägen 28 versehen, die seitlich vor der Achsspindel 22 vorstehen. Auf diese Vorsprünge legen sich die Tragflächen auf, wenn sie in Ruhe sind oder sich mit einer Geschwindigkeit drehen, die unterhalb der Fluggeschwindigkeit liegt. Außerdem ist nach der" Erfindung Vorsorge dafür getroffen, daß die unabhängigen Bewegungen der Tragflächen um die einzelnen senkrechten Drehzapfen 27 herum geregelt werden können. Diesem Zweck dienen, wie Fig. 4 zeigt, Anschläge 25°, die auf jeder Seite des Teiles 25 so angeordnet sind, "daß sie mit der Basis des äußeren Gabelendes des Blockes 23 zusammenwirken. Zwischen die auf jeder Seite des senkrechten Stiftes miteinander zusammenwirkenden Anschläge können Gummi- oder andere nachgiebige Puffer 29 eingeschaltet werden, um zum mindesten teilweise die Trägflächenverstellungen nachgiebig regeln zu können.The support carrier shown in FIGS. 2, 3 and 4 is provided with stops 28 which are laterally protrude in front of the spindle 22. The wings lie on these projections on when they are at rest or spinning at a speed that is below the Airspeed is. In addition, according to the "invention, provision is made that the independent movements of the wings around each vertical pivot 27 can be fixed around. For this purpose, as FIG. 4 shows, stops 25 °, which on each side of the part 25 are arranged "that they are with the base of the outer fork end of the block 23 cooperate. Between those on each side of the vertical pin with each other interacting stops can rubber or other flexible buffers 29 switched on be at least partially compliant to the support surface adjustments to be able to regulate.

In Fig. 7 ist der Schwerpunkt eines mit einem 'Tragflächenrotor der genannten Art ausgerüsteten Flugzeuges mit χ bezeichnet. Die Rotorachse oder der Nabenteil 30 verläuft im allgemeinen senkrecht oberhalb des Schwerpunktes x. Bei diesem Ausführungsbeispiel sind die Tragflächen 31 (es ist nur ein Paar dargestellt) ' an die Nabe 30 an Stellen angelenkt, die im Abstand von der Achse y-y liegen. Die Anlenkung geschieht beispielsweise mittels der im wesentlichen waagerechten Bolzen. Die Achse y-y des Rotors verläuft schräg zu der senkrechten Linie v-v. In Fig. 7, the center of gravity of an aircraft equipped with a 'wing rotor of the type mentioned is denoted by χ. The rotor axis or the hub part 30 runs generally perpendicularly above the center of gravity x. In this embodiment, the support surfaces 31 (only one pair is shown) 'are articulated to the hub 30 at locations which are at a distance from the axis yy . The articulation takes place, for example, by means of the essentially horizontal bolts. The axis yy of the rotor runs obliquely to the vertical line vv.

Die Steiglinie eines Rotors mit waagerecht angelenkten Tragflächen halbiert ungefähr den zwischen den Längsachsen der Tragflächen auf entgegengesetzten Seiten des Rotors gebildeten Winkel. Da die Tragflächen an einander gegenüberliegenden Seiten des Rotorsystems unter verschiedenen Flugverhältnissen mit unterschiedlichen Ausschlägen nach oben und unten ausschwingen, sobald die waagerecht verlaufenden Gelenke gegenüber dem Drehmittelpunkt (Fig. 7) versetzt sind, verschiebt sich die ■- Steiglinie des Rotors in verschiedene Lagen entsprechend den jeweils vorherrschenden Flugverhältnissen. The climb line of a rotor with horizontally hinged wings roughly halves the angle formed between the longitudinal axes of the wings on opposite sides of the rotor. (Fig. 7) Since the wings on opposite sides of the rotor system under various flight conditions with varying strokes up and down swing out as soon as the horizontally extending joints relative to the center of rotation are offset, the ■ shifts - riser line of the rotor in different positions according to the prevailing flight conditions.

Bisher wurde ein Rotorsystem der in Fig. 7 dargestellten Art mit versetztem waagerechtem Drehzapfen 32 so angeordnet, daß sich der Rotor um eine Achse "dreht, die zur Lotrechten geneigt ist. Fig. 7 veranschaulicht diese Neigung seitlich des Flugzeuges. Dabei ist angenommen, daß die Fig. 7 eine Vorderansicht "darstellt, und daß die sich rückwärts bewegenden Tragflächen 31 auf der rechten und die sich vorwärts bewegenden Tragflächen auf der linken Seite der Figur dargestellt sind. Bei einem Rotor mit entgegengesetzter Drehrichtung würde jedoch die seitliche Abneigung in der entgegengesetzten Richtung verlaufen. Es sei nun angenommen, daß das Flugzeug nach Fig. 7 annähernd senkrecht heruntergeht. Dabei werden die mit vollen 'Linien dargestellten Tragflächen 31 die bei 31°, 31^s gezeigte Lage einnehmen. Das bedeutet, daß die Tragflächen auf einander gegenüberliegenden Seiten gegenüber der Achse y-y mit dem gleichen Winkel auf jeder Seite des Rotors nach oben geneigt sind. Da nun die Längsachsen der Tragflächen in dieser Lage die Rotorachse y-y in einem Punkt ζ schneiden, fällt die Steiglinie des Rotors ungefähr mit der Rotorachse zusammen. Dabei führt die resultierende Steiglinie links am Schwerpunkt χ vorbei.Heretofore, a rotor system of the type shown in Fig. 7 with offset horizontal pivot 32 has been arranged so that the rotor rotates about an axis "which is inclined to the perpendicular. Fig. 7 illustrates this inclination to the side of the aircraft. It is assumed that Fig. 7 is a front view "and that the backward moving airfoils 31 are shown on the right and the forward moving airfoils are shown on the left side of the figure. In the case of a rotor with an opposite direction of rotation, however, the lateral inclination would be in the opposite direction. It is now assumed that the aircraft according to FIG. 7 descends approximately vertically. The wings 31 shown with full lines will assume the position shown ^{at 31 °, 31 s.} This means that the wings are inclined upwards on opposite sides with respect to the axis yy at the same angle on each side of the rotor. Since the longitudinal axes of the wings in this position intersect the rotor axis yy at a point ζ , the rise line of the rotor roughly coincides with the rotor axis. The resulting climbing line leads past the center of gravity χ on the left.

Beim Vorwärtsflug dagegen steigen und fallen die Rotortragflächen bei jeder Umdrehung einzeln in einem erheblichen Ausmaß, da jede Tragfläche (wenn sie in der Richtung der Fluglinie vorwärts eilt) eine Luftgeschwindigkeit besitzt, die ungefähr gleich der Drehgeschwindigkeit, vermehrt um die Vortriebsgeschwindigkeit des Motors, ist, wogegen die Geschwindigkeit einer jeden Tragfläche bei ihrer Rückwärtsbewegung auf der anderen Seite des Motors ungefähr gleich der Drehgeschwindigkeit der Tragfläche, vermindert um die Vortriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges, ist. Infolge der Trägheit und aus anderen Gründen erreicht jedoch die Tragfläche ihre höchste Lage auf der Seite des Voreilens nicht; vielmehr wird diese Lage erst erreicht, kurz nachdem die Tragfläche auf die der Rückwärtsbewegung entsprechende Seite übergewechselt ist. Obgleich die Winkel in Fig. 7 übertrieben dargestellt sind, zeigt die auf der linken Seite der Figur mit vollen Linien dargestellte Tragfläche 31 eine vorwärtseilende Tragfläche an, die ansteigt, während die auf der rechten Seite der Figur mit vollen Linien dargestellte Tragfläche 31 eine rückwärtseilende Tragfläche beim Sinken zeigt. Der Schnittpunkt der Längsachsen der Tragflächen hat sich also beim Vorwärtsflug nach rechts bis zu dem Punkt z' verschoben, während die Steiglinie t-t rechts neben dem Schwerpunkt χ vorbeiläuft.In forward flight, on the other hand, the rotor wings rise and fall individually with each revolution to a considerable extent, since each wing (when it hurries forward in the direction of the flight line) has an air speed which is approximately equal to the rotational speed, increased by the propulsion speed of the engine, whereas the speed of each wing as it moves backwards on the other side of the motor is approximately equal to the speed of rotation of the wing, less the propulsion speed of the aircraft. As a result of inertia and other reasons, however, the wing does not reach its highest position on the leading side; rather, this position is only reached shortly after the wing has changed over to the side corresponding to the backward movement. Although the angles are exaggerated in Figure 7, the airfoil 31 shown in full lines on the left side of the figure indicates a forward roping airfoil which is rising, while the airfoil 31 shown in full lines on the right side of the figure is a reverse roping airfoil shows when sinking. The point of intersection of the longitudinal axes of the wings has thus shifted to the right during forward flight to the point z ' , while the climb line tt passes to the right of the center of gravity χ.

Der Zweck der Schrägführung der Rotorachse als Ganzes in der in Fig. 7 dargestellten Weise war, die Abweichung der Steiglinie auf den beiden Seiten des Schwerpunktes χ mehr oder weniger ins Mittel zu bringen.The purpose of the inclined guidance of the rotor axis as a whole in the manner shown in Fig. 7 was to bring the deviation of the rise line on the two sides of the center of gravity χ more or less in the middle.

Nach der Erfindung wird im Gegensatz zu der Darstellung in Fig. 7 die Abweichung oder Verlagerung der Steiglinie wesentlich verringert. Zur Erläuterung dient die Fig. 8, in welcher die Achse y-y der Rotortragvorrichtung 22™ in-ahnlicher Weise schräg zur Senkrechtlinie v-v verlaufend dargestellt ist. In dieser Figur sind dieAccording to the invention, in contrast to the illustration in FIG. 7, the deviation or displacement of the rise line is substantially reduced. 8, in which the axis yy of the rotor support device 22 ™ is shown running obliquely to the vertical line vv in a similar manner, serves for explanation. In this figure are the

mit vollen Linien gezeichneten Tragflächen i8^a an die Achsspindel 22" in der gleichen Weise wie bei der Darstellung in den Fig. ι bis 4 angeschlossen, d. h. die waagerechten Gelenke der Tragflächen schneiden die Drehachse bei 24°. Da die Steiglinie den Winkel annähernd halbiert, der zwischen den einander gegenüberliegenden Tragflächen des Rotors gebildet ist, verläuft die Steiglinie jederzeit durch einen Punkt des waagerechten Gelenkes oder durch einen in unmittelbarer Nähe liegenden Punkt. Wenn bei dieser Anordnung das Flugzeug senkrecht heruntergeht, haben ferner die einander gegenüberliegenden Tragflächen des Rotors die gleichen Schnittwinkel (siehe strichpunktierte Linien ΐ8^δ). Daraus ergibt sich, daß die Steiglinie näher an die senkrechte Längsmittelebene herankommt. Außerdem wird selbst bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten des Flug^- zeuges die Steiglinie t' nur ganz wenig neben dem Schwerpunkt 'vorbeilaufen. Die schematisch mit vollen Linien dargestellten Tragflächen i8°, i8« nehmen eine Lage ein, die sie während dieser hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten des Flugzeuges haben.full lines drawn wings i8 ^a to the axle spindle 22 "in the same manner as in the illustration in FIGS. ι connected to 4, that is, the horizontal joints of the wings intersect the rotational axis at 24 °. Since the riser line approximately bisecting the angle, formed between the opposing wings of the rotor, the climb line at all times passes through a point on the horizontal joint or through a point in the immediate vicinity. Furthermore, when the aircraft descends vertically with this arrangement, the opposing wings of the rotor have the same angle of intersection (See dash-dotted lines ΐ8 ^δ ). From this it follows that the climb line comes closer to the vertical longitudinal median plane. In addition, even at high forward speeds of the aircraft, the climb line t 'will pass only a little beyond the center of gravity'. The schematic with full Lines shown wings 18 °, 18 ° neh men are in a position that they have during these high forward speeds of the aircraft.

Obgleich die Fig. 7 und 8 nur schematisch ausgeführt sind, so zeigen sie doch den der Erfindung zugrunde liegenden Hauptgedanken (soweit die Fig. 8 in Frage kommt). Sie besteht in der Verringerung des Verschiebungsbereichs der Rotorsteiglinie unter den verschiedenen Flugverhältnissen.Although FIGS. 7 and 8 are only shown schematically, they show that of the invention underlying main ideas (as far as Fig. 8 comes into question). she consists in reducing the range of displacement of the rotor rise line among the various Flight conditions.

Da so die maximale Verlagerung der Steiglinie gegenüber dem Schwerpunkt unter Flug-Verhältnissen zwischen hoher Vorwärtsgeschwindigkeit und senkrechtem Abstieg verhältnismäßig gering ist, kann die Rotornabe um eine Achse drehbar angeordnet werden, die in der den Schwerpunkt enthaltenden mittleren Längsebene liegt, so daß bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten geringere Abweichungen der Steiglinie eintreten als bei den bekannten Bauarten. Das ist in Fig. 9 dargestellt.Because so the maximum displacement of the climb line compared to the center of gravity under flight conditions is relatively low between high forward speed and vertical descent, the rotor hub can move by one Axis are rotatably arranged in the middle longitudinal plane containing the center of gravity is so that at high forward speeds smaller deviations of the rise line occur than in the known types. This is shown in FIG. 9.

Flugzeuge der erläuterten Art sollen ein Höchstmaß an Gleichgewicht besitzen, wenn das Flugzeug senkrecht oder annähernd senkrecht heruntergeht. Eine geringe Abweichung der Steiglinie gegenüber dem Schwerpunkt ist bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten deswegen nicht von so großer Wichtigkeit, weil die Steuerflächen, mit denen das Flugzeug ausgerüstet ist, jederzeit in hohem Maße eine Regelung der Seitenlage des Flugzeuges bewirken. In diesem Zusammenhang können auf den entgegengesetzten Seiten des Flugzeuges feststehende Steigflächen 33, 34 (Fig. 1 und 9) zusätzlich angeordnet werden. Wie schematisch aus Fig. 10 hervorgeht, ist der unterhalb der vorwärtseilenden Seite des Rotors angeordnete Flügel 33 im Gegensatz zu dem Flügel 34 auf der anderen Seite in eine wirksame ärodyna·- mische Anstellage eingestellt. Auf diese Weise wird bei Verwendung eines Rotors nach Fig. 9 und bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten von dem Flügel 33 ein verhältnismäßig größerer Auftrieb erzeugt als von dem Flügel 34, wie das beispielsweise durch die Pfeile 33° und 34° in Fig. 9 veranschaulicht ist. Bei einer solchen Anordnung werden bei hohen Vorwärtsfluggeschwindigkeiten die Abweichungen der Rotorsteiglinie t', t' selbsttätig ausgeglichen.Aircraft of the type discussed should have a maximum of balance when the aircraft descends vertically or almost vertically. A slight deviation of the climb line from the center of gravity is not of so great importance at high forward speeds because the control surfaces with which the aircraft is equipped always regulate the lateral position of the aircraft to a high degree. In this connection, fixed riser surfaces 33, 34 (FIGS. 1 and 9) can additionally be arranged on the opposite sides of the aircraft. As can be seen schematically from FIG. 10, the wing 33 arranged below the forward rope side of the rotor, in contrast to the wing 34 on the other side, is set in an effective aerodynamic pitch position. In this way, when using a rotor according to FIG. 9 and at high forward speeds, a comparatively greater lift is generated by the wing 33 than by the wing 34, as is illustrated, for example, by the arrows 33 ° and 34 ° in FIG. 9. With such an arrangement, the deviations in the rotor climb line t ', t' are automatically compensated for at high forward flight speeds.

Wenn jedoch bei annähernd senkrechtem Heruntergehen des Flugzeuges die Tragflächen des Rotors zur Achse in der bei 18⁶ angedeuteten Weise in gleichem Maße geneigt sind und die Steiglinie mit der senkrechten Linie v-v sowie der Achslinie y-y zusammenfällt und durch den Schwerpunkt χ verläuft, dann lösen die feststehenden Flügel 33, 34 einen so geringen Auftrieb aus, daß der Unterschied zwischen den Anstellwinkeln der Flügel eine Wirkung ausübt, die vernachlässigt werden kann. Wie die Pfeile 33^s und 34^ (Fig. 9) andeuten, ist der durch die feststehenden Flügel verursachte Auftrieb auf beiden Seiten sehr gering und im wesentlichen gleich groß.If, however, when the aircraft descends almost vertically, the wings of the rotor ^{are inclined to the same extent to the axis in the manner indicated at 18 6} and the climb line coincides with the vertical line vv and the axis line yy and runs through the center of gravity χ , then the fixed ones loosen Wings 33, 34 have so little lift that the difference between the angles of attack of the wings has an effect which can be neglected. As the arrows 33 indicate ^s and 34 ^ (Fig. 9), the buoyancy caused by the fixed blade is very low on both sides and substantially the same size.

Dadurch, daß die waagerecht liegenden Gelenke die Rotorachse schneiden, wird die Abweichung oder Verlagerung der Steiglinie gegenüber dem Schwerpunkt nach vorn und hinten go ebenfalls verringert. Der Ausgleich in der Längsrichtung ist somit ebenfalls verbessert.Because the horizontal joints intersect the rotor axis, the deviation is or moving the ascent line forwards and backwards in relation to the center of gravity go also decreased. The compensation in the longitudinal direction is thus also improved.

Bei der Ausführungsform nach den Fig. 5 und 6 ist jede Tragfläche mittels eines Ringes 36 an der mittleren Nabe oder Spindel 35 angeordnet. Der Ring ist um eine Achsspindel 35 innerhalb eines durch den Anschlag 37 begrenzten Bereiches drehbar. Der Anschlag 37 ist innerhalb der bogenförmigen Aussparung 33 bewegbar. An dem Ring 36 ist bei 40, 40 ein an dem Tragflächenholm 26⁰ befestigtes gabelförmiges Glied 39 drehbar.In the embodiment according to FIGS. 5 and 6, each support surface is arranged on the central hub or spindle 35 by means of a ring 36. The ring can be rotated about an axle spindle 35 within a range delimited by the stop 37. The stop 37 can be moved within the arcuate recess 33. A fork-shaped member 39 fastened ^{to the wing spar 26 0 is} rotatable on the ring 36 at 40, 40.

Bei dieser Ausführungsform sind die Tragflächen so angeordnet, daß sie nach verschiedenen Seiten der Achsspindel verlaufen. Die einzelnen Tragringe sind daher an der mittleren Spindel 35 übereinander angeordnet. Damit die Tragflächen eines jeden Paares zu beiden Seiten der Nabe in annähernd derselben Ebene liegen, sind die Wurzelenden der Tragflächenholme oder der Gabeln 39 abgeknickt oder abgekröpft, und zwar die einen nach oben und die andern nach unten, wie es bei i8^a in Fig. 5 dargestellt ist. Das ermöglicht eine glatte und ruhige Betriebsweise, obgleich die einzelnen Tragflächen an der Achsspindel mit senkrechten Abständen befestigt sind.In this embodiment, the wings are arranged so that they run on different sides of the axle spindle. The individual support rings are therefore arranged one above the other on the central spindle 35. In order that the wings are of each pair on both sides of the hub in approximately the same plane, the root ends of the wing spar or the forks are kinked or bent 39, namely an upwards and the other downwards, as shown at i8 ^a in Fig. 5 is shown. This enables smooth and quiet operation, although the individual wings are attached to the axle spindle with vertical distances.

Bei dieser Anordnung schneiden daher die waagerecht verlaufenden Tragflächengelenke ebenfalls die gemeinsame Rotorachse. Gleichzeitig können die einzelnen Tragflächen in einer mittleren Arbeitsebene um eine mit der Rotor-In this arrangement, therefore, intersect the horizontally extending wing joints also the common rotor axis. At the same time, the individual wings can be combined in one middle working level around one with the rotor

achse zusammenfallende Achse unabhängig voneinander begrenzte Bewegungen nach vorn und hinten ausführen. Bei dieser Konstruktion können auch die Biegungsmomente u. dgl. Beanspruchungen noch weiter verringert werden. axis coinciding axis independently limited movements forward and run at the back. With this construction, the bending moments and the like can also be used. Stresses can be reduced even further.

Durch Summation kann festgestellt werden, daß die maximale Abweichung der Steiglinie gegenüber dem Schwerpunkt innerhalb einesBy summation it can be determined that the maximum deviation of the ascent line versus the center of gravity within a

ίο Bereiches zwischen den senkrechten Abstieg- und hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten des Flugzeuges wesentlich verringert ist. Die Abweichung ist fernerhin ausreichend, um die Rotorachse in eine solche Lage bringen zu können, daß sie als Ganzes im wesentlichen senkrecht durch den Schwerpunkt hindurchführt (wie in Fig. 9 dargestellt). Ein Hauptvorteil dieser Anordnung liegt darin, daß beim senkrechten Abstieg des Flugzeuges die Steiglinie nahezu durch den Schwerpunkt des Flugzeuges hindurchgeht und infolgedessen bei diesem Vorgang der beste Gleichgewichtszustand erreicht ist. Gleichzeitig ist die Abweichung der Steiglinie (bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten) so verringert worden, daß sie durch Anordnung zusätzlicher feststehender Äuftriebsflächen ausgeglichen werden kann, um dadurch bei hohen Vorwärtsgeschwindigkeiten des Flugzeuges auf dessen einer Seite eineir größeren Auftrieb zu erhalten als auf der anderen Seite.ίο the area between the vertical descent and high forward speeds of the aircraft is substantially reduced. The deviation is also sufficient to be able to bring the rotor axis into such a position, that as a whole it passes essentially perpendicularly through the center of gravity (as in Fig. 9). A major advantage of this arrangement is that the vertical As the aircraft descends, the climb line passes almost through the aircraft's center of gravity and consequently the best state of equilibrium is reached during this process. At the same time is the deviation of the slope line (at high forward speeds) has been reduced so that by arrangement additional fixed Äuptriebsflächen can be compensated to thereby at high Forward speeds of the aircraft on one side of which lead to greater lift received than on the other side.

Claims (8)

Patentansprüche:Patent claims: I. Flugzeug mit Tragflächenrotor, bei dem die einzelnen Tragflächen des Rotors unabhängig voneinander an eine drehbare Nabe so angelenkt sind, daß sie einzelne (im wesentlichen senkrechte) Schwingbewegungen innerhalb von Ebenen ausführen können, in denen die Rotordrehachse liegt, dadurch gekennzeichnet, daß die Gelenkachsen (24), um welche die einzelnen (im wesentlichen senkrechten) Schwingbewegungen der Tragflächen (18) stattfinden, die Rotordrehachse (y-y) schneiden.I. Airplane with wing rotor, in which the individual wings of the rotor are articulated independently of one another to a rotatable hub so that they can execute individual (essentially vertical) oscillating movements within planes in which the rotor axis of rotation lies, characterized in that the articulation axes (24), around which the individual (essentially vertical) oscillating movements of the wings (18) take place, intersecting the rotor axis of rotation (yy). 2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die einzelnen Tragflächen (18) mit der Rotornabe (22) auch mittels solcher Gelenke (27) verbunden sind, die eine zum mindesten begrenzte unabhängige Schwingbewegung einer jeden Tragfläche gegenüber einer anderen Tragfläche innerhalb der Drehebene zulassen.2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the individual wings (18) connected to the rotor hub (22) also by means of such joints (27) are that have at least a limited independent oscillating movement of each wing with respect to another wing allow within the plane of rotation. 3. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor eine gerade Anzahl von Tragflächen (18) aufweist, von denen je zwei einander gegenüberliegende Tragflächen an die Nabe (22) mittels eines gemeinsamen Drehzapfens (24) angelenkt sind, dessen Achse die Rotordrehachse (y-y) ungefähr im rechten Winkel schneidet.3. Aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that the rotor has an even number of airfoils (18), of which two opposing airfoils are articulated to the hub (22) by means of a common pivot pin (24), the Axis intersects the rotor rotation axis (yy) approximately at a right angle. 4. Flugzeug nach den Ansprüchen 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß jede Tragfläche (18) an die Rotornabe (22) mittels eines Zwischengliedes (23) angelenkt ist, das an der Rotornabe um eine die Rotordrehachse (y-y) annähernd im rechten Winkel schneidende Achse (24) drehbar ist, und ferner die Tragfläche an dem Zwischenglied innerhalb der Drehachse um eine Achse (27) schwingbar ist, die ungefähr senkrecht zu der erstgenannten Schwingachse und im Abstand von dieser verläuft.4. Aircraft according to claims 2 and 3, characterized in that each wing (18) is articulated to the rotor hub (22) by means of an intermediate member (23) which intersects the rotor hub about an axis of rotation of the rotor (yy) approximately at right angles Axis (24) is rotatable, and furthermore the supporting surface on the intermediate member is swingable within the axis of rotation about an axis (27) which runs approximately perpendicular to the first-mentioned swing axis and at a distance from it. 5. Flugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflächen (18) um Achsen (40) schwingbar sind, welche die Rotordrehachse (y-y) schneiden und im wesentlichen senkrecht zu dieser Achse verlaufen, und daß jede Tragfläche an die Rotornabe (35) mittels eines besonderen Zwischengliedes (36) angelenkt ist, das unabhängig von den anderen eine zum mindesten begrenzte Drehung der Tragflächen koaxial zur Rotorachse zuläßt.5. Aircraft according to claim 2, characterized in that the wings (18) are pivotable about axes (40) which intersect the rotor axis of rotation (yy) and are substantially perpendicular to this axis, and that each wing is attached to the rotor hub (35) is articulated by means of a special intermediate member (36) which, independently of the others, allows at least a limited rotation of the wings coaxially to the rotor axis. 6. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die die Tragflächen (18) tragenden Zwischenglieder (i8^a) im axialen Abstand voneinander angeordnet sind und die Tragflächen an den Zwischengliedern mittels gabelförmiger Teile befestigt sind, von denen einige oder alle abgebogen oder gekröpft sind, so daß der Rotor in bezug auf irgendeine die Rotorachse (y-y) enthaltende Ebene eine symmetrische Form erhält.6. Aircraft according to claim 5, characterized in that the intermediate members, the wings (18) bearing (i8 ^a) are arranged at an axial distance from each other, and the wings are attached to the intermediate members by means of fork-shaped parts, of which some or all are bent or cranked so that the rotor is symmetrical in shape with respect to any plane containing the rotor axis (yy). 7. Flugzeug nach den Ansprüchen, 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Flugzeug feststehende Hilfsflügel (33,34) mit unterschiedlichen mittleren wirksamen Anstellwinkeln angeordnet sind und der auf der Seite der zurückeilenden Tragflächen vorgesehene feststehende Flügel einen ge- ■ ringeren mittleren wirksamen Anstellwinkel aufweist, so daß die feststehenden Flügel ein Rollmoment erzeugen, das sich mit der Fluggeschwindigkeit in einer Weise ändert, daß den Schwankungen des vom Rotor hervorgerufenen Rollmoments entgegengewirkt wird.7. Aircraft according to claims 1 to 6, characterized in that on the Aircraft Fixed Auxiliary Wings (33,34) are arranged with different mean effective angles of attack and the Fixed wing provided on the side of the retreating wings has a joint has smaller mean effective angle of attack, so that the fixed blades produce a roll moment that is changes with the airspeed in such a way that the fluctuations of the from Rotor caused roll torque is counteracted. 8. Flugzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotordrehachse (y-y) im wesentlichen in einer senkrecht durch den Schwerpunkt (x) des Flugzeuges verlaufenden Ebene liegt.8. Aircraft according to claim 7, characterized in that the rotor axis of rotation (yy) lies essentially in a plane extending perpendicularly through the center of gravity (x) of the aircraft. Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings