DE976603C - A wing designed for a rotary wing aircraft - Google Patents

Description

Für ein Drehflügelflugzeug bestimmter Flügel Die Erfindung betrifft einen für ein Drehflügelflugzeug bestimmten Flügel mit einem rohrförmigen, aus einem Stück hergestellten, stranggepreßten Holmteil, der den Vorderkanten- und Versteifungsteil des Flügels bildet und mit dem Profil des Flügels über ein wesentliches Stück in Richtung der Flügeltiefe übereinstimmt, wobei der Schwerpunkt dieses Holmteiles in bezug auf die Flügeltiefe etwa mit dem Angriffspunkt der resultierenden Luftkraft am Flügel zusammenfällt, und der an seiner hinteren Kante eine Mehrzahl von bei einer Beanspruchung in der Längsrichtung des Flügels nicht mittragenden Verkleidungsteilen aufweist, die den tragflächenförmigen Umriß des Flügels nach hinten vervollständigen und deren Gewicht in bezug auf die Schwerpunktachse des Holmteiles durch eine an der Innenseite der Vorderkante des rohrförmigen Holmteiles vorgesehene Materialanhäufung ausgeglichen ist. Die vorbeschriebenen bekannten Drehflügel sind infolge ihrer hohen Festigkeitseigenschaften jenen anderen gleichfalls vorbekannten Flügeln überlegen, die nur ein Rohr innerhalb des Profils als Festigkeitsträger aufweisen oder gar keinen der Flügelversteifung dienenden rohrförmigen Holmteil haben, sondern aus einzelnen Stahl- oder Aluminiumplatten zusammengebaut sind. Es hat sich jedoch bei den vorbeschriebenen bekannten Drehflügeln mit rohrförmigem Holmteil gezeigt, daß beim Flug am Steuerknüppel unerwünschte Kräfte auftreten und die Drehflügel vorzeitig Ermüdungserscheinungen zeigen.Wing intended for a rotary wing aircraft The invention relates to a wing intended for a rotary wing aircraft with a tubular, made of a Piece of manufactured, extruded spar part, which is the leading edge and stiffening part of the wing and with the profile of the wing over a substantial piece in Direction of the wing chord coincides, with the focus of this spar part in relation to the wing chord approximately with the point of application of the resulting air force on the wing coincides, and that on its rear edge a plurality of at a load in the longitudinal direction of the sash non-load bearing cladding parts which complete the airfoil-shaped contour of the wing towards the rear and its weight in relation to the center of gravity axis of the spar part by an the inside of the front edge of the tubular spar part provided accumulation of material is balanced. The known rotary vane described above are due to their high Strength properties superior to those of other equally known wings, which have only one tube within the profile as a reinforcement or even do not have a tubular spar part serving to stiffen the wing, but rather from individual steel or aluminum plates are assembled. However, it has at the above-described known rotary vane with tubular spar part shown that undesirable forces occur on the control stick during flight and the rotary wing prematurely Show signs of fatigue.

Diese Nachteile beruhen auf dem Umstand, daß die Fliehkräfte der nicht mittragenden Verkleidungsteile beim Umlauf, der Drehflügel ein Verbiegen des Drehflügels in der Umlaufebene nach vorn verursachen, da die Schwerachse des gesamten, aus Holm- und Verkleidungsteilen bestehenden Flügels hinter der Biegeachse des röhrförmigen Holmteiles liegt.These disadvantages are due to the fact that the centrifugal forces of the not supporting cladding parts when rotating, the rotating sash bending of the rotating sash cause in the circumferential plane to the front, since the center of gravity of the entire, and trim parts Wing behind the bending axis of the tubular spar part is.

Diesen Nachteil zu beseitigen, ist die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe. Die diese Aufgabe lösende Erfindung besteht darin, daß die Materialanhäufung aus einem oder mehreren, zur Festigkeit des Flügels nicht beitragenden Gewichten besteht. In diesem Falle heben sich die beim Flügelumlauf entstehenden Fliehkräfte und Fliehkraftmomente der festigkeitsmäßig nicht mittragenden Verkleidungsteile einerseits und der an der Festigkeit des Blattes nicht teilnehmenden Gewichte andererseits auf. Ein schädliches Verbiegen des Flügels in der Umlaufebene unterbleibt, bzw. solche Verbiegungen sind auf ein unschädliches- Maß vermindert.Eliminating this disadvantage is the one on which the invention is based Task. The invention solving this problem is that the accumulation of material from one or more weights that do not contribute to the strength of the wing consists. In this case, the centrifugal forces generated during wing rotation are lifted and centrifugal moments of the cladding parts that are not load-bearing in terms of strength on the one hand and the weights that do not participate in the strength of the sheet on the other hand on. A damaging bending of the wing in the plane of rotation does not occur or such bending is reduced to a harmless level.

Gemäß einer besonders zweckanäßigen Ausführungsform der Erfindung sind in Richtung der Flügelspannweite auf den Innenflächen des rohrförmigen Holmteiles nahe seiner Vorderkante Rippen zur Sicherung der Gewichte in ihrer Lage im Halm vorgesehen.According to a particularly expedient embodiment of the invention are in the direction of the wingspan on the inner surfaces of the tubular spar part near its front edge ribs to secure the weights in their position in the stalk intended.

Es ist bei Drehflügeln, die über die gesamte Flügeltiefe und -länge aus einzelnen Platten zusammengebaut sind, zwecks Verlagerung des Massezentrums des Flügels bekannt, Gewichte, die zur Festigkeit des Flügels nicht beitragen, innerhalb des Flügels nahe seiner Vorderkante vorzusehen. In diesen Fällen weichen Aufgabe und Wirkung von denen der Erfindung ab, da die Festigkeitsbeanspruchung des Flügels durch die Fliehkraf- dieser Gewichte bei der vorbekannten Anordnung keine Berücksichtigung gefunden hat.It is with rotary sashes that cover the entire wing depth and length are assembled from individual plates for the purpose of shifting the center of mass of the wing known to have weights that do not add to the strength of the wing, within of the wing close to its leading edge. In these cases soft task and effect of those of the invention, since the strength stress of the wing due to the centrifugal force of these weights in the previously known arrangement, no consideration has found.

Es ist aber auch bereits für Drehflügel, von" denen die Erfindung ausgeht, also für solche; die einen aus einem Stück hergestellten Holmteil mit an seiner Hinterkante angesetzten; nicht mittragenden Verkleidungsteilen aufweisen, vorgeschlagen worden, die Schwerachse des gesamten Flügels mit der Biegeachse des Holmteiles in Übereinstimmung zu bringen. In diesem bekannten Fall ist jedoch nicht gesagt, welchem Zweck diese Maßnahme dienen soll, und es sind keine gegenständlichen Mittel genannt; die diese Übereinstimmung bewirken könnten.But it is also already for rotary sash, of which the invention goes out, so for such; the one made of one piece spar part with attached to its rear edge; have non-load-bearing cladding parts, has been proposed to align the center of gravity of the entire wing with the bending axis of the Bring the spar part in accordance. In this known case, however, is not said what purpose this measure should serve, and they are not objective Called means; that could make this match.

In der Zeichnung - ist ein Ausführungsbeispiel dargestellt. Es zeigt Fig. I eine teilweise weggebrochene, schaubildliche Darstellung eines Drehflügels, Fig. 2 einen Schnitt durch den Flügel längs der Linie 2-2 der Fig. I und Fig. 3 einen Schnitt durch den Flügelholm einer abgewandelten Ausführungsform.In the drawing - an embodiment is shown. It shows Fig. I is a partially broken away, diagrammatic representation of a rotary wing, 2 shows a section through the wing along the line 2-2 in FIGS. 1 and 3 a section through the wing spar of a modified embodiment.

Der Rotorflügel besteht -im wesentlichen aus einem metallenen stranggepreßten Holm IO, der von der Wurzel bis zur Spitze des Flügels reicht, zur Hauptversteifung des Flügels dient sowie dessen vorderen Randteil bildet. Der Holm erstreckt sich über einen wesentlichen Teil der Flügeltiefe und hat einen -tragflächenförmigen Umriß (Fig. I und 2). Den Rest der Tiefenerstreckung des Flügels bilden einzelne, bei einer Beanspruchung in der Längrichtung des Flügels nicht mittragende, im Querschnitt V-förmige Verkleidungsteile I2 und 13, deren obere und untere vordere Kanten I4 in Nuten 16 befestigt sind, die entlang den oberen und unteren rückwärtigen Kanten des Holmes vorgesehen sind. Wie Fig. 2 zeigt, ist jeder dieser Verkleidungsteile 12 und 13 ein gesondertes Metallgehäuse mit Rippen und Zwischenwänden 18, die mit Einbuchtungen 2o als Versteifung versehen und durch Flansche 22 an den oberen und unteren Wänden der Verkleidungsteile sowie durch einen Flansch 24 'an der flachen Rückwand des Holmes befestigt sind.The rotor blade consists essentially of an extruded metal Spar IO, which extends from the root to the tip of the wing, for the main stiffening of the wing is used and forms its front edge part. The spar extends Over a substantial part of the wing chord and has a wing-shaped Outline (Figs. I and 2). The rest of the depth of the wing is formed by individual, in the case of a load in the longitudinal direction of the sash, not load-bearing, in cross-section V-shaped trim parts I2 and 13, the upper and lower front edges of which I4 mounted in grooves 16 running along the top and bottom rear edges of the spar are provided. As Fig. 2 shows, each of these panels is 12 and 13 a separate metal housing with ribs and partitions 18, which with Indentations 2o provided as stiffening and by flanges 22 on the upper and lower walls of the fairing parts as well as by a flange 24 'on the flat Rear wall of the spar are attached.

Alle Verkleidungsteile 12 und 13 sind im allgemeinen ähnlich im Aufbau, jedoch mit der Ausnahme, daß die inneren Verkleidungsteile 13 in Richtung der Spannweite eine geringere Länge und Spalte 26 zwischen sich aufweisen, die durch (nicht dargestellte) Mittel im Inneren der Verkleidungsteile- verschlossen werden. Der innerste Verkleidungsteil besitzt einen innenseitigen Endverschluß 28, mit dessen Hilfe er in den Holm übergeht. Der außenliegende Verkleidungsteil nimmt etwa 50% der Flügellänge ein und verleiht, weil er aus einem Stück besteht, um so die beste aerodynamische Oberfläche an- dem empfindlicheren Außenteil des Flügels vorzusehen, dem äußeren Teil des Flügels in der Ebene der Flügeldrehung eine zusätzliche Steifheit.All of the panels 12 and 13 are generally similar in construction, with the exception that the inner panels 13 have a shorter length in the direction of the span and gaps 26 between them which are closed by means (not shown) inside the panels . The innermost cladding part has an inside end closure 28, with the help of which it merges into the spar. The outer fairing part takes up about 50% of the wing length and, because it consists of one piece in order to provide the best aerodynamic surface on the more sensitive outer part of the wing, gives the outer part of the wing additional rigidity in the plane of the wing rotation.

Der Querschnitt des stranggepreßten Holmes ist von inneren Stegen frei, die früher in Holmen dieser Art für-notwendig gehalten wurden.--Innere-Längsrippen 30 sind vorgesehen, um den Holm zu versteifen. Ein nahe der Vorderkante des Flügels liegendes Paar dieser Rippen 3o bildet eine im Querschnitt etwa spatenförmige Hohlkehle 32, die sich über die ganze Länge des Holms erstreckt. Das innere Ende des hohlen Holms kann zum Zwecke der Enteisung mit einer Quelle für Heißluft verbunden sein, die durch ein Rohr 33 eingeleitet wird. Am Außenende sind der Holm und der äußerste Verkleidungsteil i2 durch eine Kappe 34 verschlossen; die in sich einen mit dem Inneren des Holms in Verbindung stehenden Durchlaß 36 und einen Auslaß 38 besitzt.The cross-section of the extruded spar is free of internal webs which were previously considered necessary in spars of this type. Inner longitudinal ribs 30 are provided to stiffen the spar. A pair of these ribs 3o located near the leading edge of the wing forms a hollow groove 32 which is approximately spade-shaped in cross section and which extends over the entire length of the spar. The inner end of the hollow spar may be connected to a source of hot air which is introduced through a pipe 33 for the purpose of defrosting. At the outer end of the spar and the outermost cladding part i2 are closed by a cap 34; which has a passage 36 communicating with the interior of the spar and an outlet 38.

Weiterhin sind zur Festigkeit des Flügels nicht beitragende Gewichte 56, die vorzugsweise aus einem nichtmetallischen Material hoher Dichte bestehen und daher den Holm nicht aufreiben, oder Metallgewichte, die mit einem nicht reibenden Material überzogen sind, in der spatenförmigen Hohlkehle 32 an der Vorderkante des Flügels angeordnet. Diese Gewichte 56, von denen einige in Fig. i gestrichelt dargestellt sind, erstrecken sich von der Spitze in Richtung auf den Wurzelteil des Flügels, soweit es erforderlich ist, um das gewünschte rückdrehende Biegemoment zu erzeugen und damit dem vorwärts gerichteten Biegemoment der hinteren festigkeitsmäßig nicht mittragenden Verkleidungsteile entgegenzuwirken.Furthermore, weights that do not contribute to the strength of the wing 56, which are preferably made from a high density non-metallic material and therefore do not rub the spar, or metal weights with a non-rubbing Material are coated in the spade-shaped groove 32 at the leading edge of the Arranged wing. These weights 56, some of which are shown in phantom in FIG extend from the tip towards the root part of the wing, as far as it is necessary to generate the desired reverse bending moment and thus the forward bending moment of the rear is not in terms of strength to counteract supporting cladding parts.

In Fig. 2 stellt die Linie X die Lage der Schwerpunktachse des stranggepreßten Holmes ohne Gewichte 56 dar. Sie stimmt- mit -der Biegeachse. des Holms überein. Das aerodynamische Zentrum des gesamten Tragflächenquerschnittes liegt so dicht wie möglich an der Biegeachse. In dem dargestellten symmetrischen Querschnitt, beispielsweise NACA OOI2, liegt das aerodynamische Zentrum bei der 25%-Tiefenlinie Z. Die Linie Y stellt den Schwerpunkt des Flügels dar, sobald die Verkleidungsteile 13 an der Hinterkante des Holms befestigt sind. Es ist ersichtlich, daß dann die Schwerpunktachse des Flügelquerschnittes hinter der 25%-Linie liegt. Wenn die festigkeitsmäßig nicht mittragenden Gewichte 56 hinzugefügt werden, wird die Schwerpunktachse des gesamten Flügels wieder auf die mit Z bezeichnete 25%-Linie gebracht, wo auch die Biegeachse liegt.In Fig. 2, the line X represents the position of the center of gravity axis of the extruded spar without weights 56. It agrees with the bending axis. of the spar. The aerodynamic center of the entire wing cross-section is as close as possible to the bending axis. In the symmetrical cross section shown, for example NACA OOI2, the aerodynamic center is at the 25% depth line Z. The line Y represents the center of gravity of the wing as soon as the cladding parts 13 are attached to the rear edge of the spar. It can be seen that the center of gravity of the wing cross-section is then behind the 25% line. If the weights 56, which are not load-bearing in terms of strength, are added, the center of gravity axis of the entire wing is brought back to the 25% line denoted by Z, where the bending axis also lies.

In Fig. 3 ist eine abgewandelte Holmkonstruktion dargestellt. Hier sind innere Längsrippen 3oa zum Halten einer Reihe von Gewichten 56a vorgesehen, die wie in dem vorbeschriebenen Beispiel längs des Flügels eingesetzt, aber zwischen den Rippen 30a und den zusammenlaufenden Seitenwänden des Holms gehalten werden und somit eine Kammer 56 b an der Vorderkante freilassen, durch die heiße Gase mittels eines an dem Wurzelende des Flügels vorgesehenen Rohrkrümmer in Umlauf gebracht werden können, dem Maschinenauspuffgase oder andere heiße Gase zugeführt werden. Vorzugsweise werden die heißen Gase einer Längskammer 62 (Fig. 3) zugeleitet, die von den Gewichten 56a und einem U-förmigen Teil 64 begrenzt wird, der in dem Holm durch obere und untere Rippen 30 gehalten wird. Dieses U-Stück kann aus einem Material hergestellt werden, das die Festigkeit der Halmkonstruktion verstärkt. In diesem Falle haben die Gewichte 56 a sich verjüngende Löcher 56 c, die die Kammer 56 b mit der Kammer 62 verbinden, so daß der größere Teil der heißen Gase aus der Kammer 62 durch diese Löcher gegen die Vorderkante des Flügels gelenkt wird.In Fig. 3 a modified spar construction is shown. here inner longitudinal ribs 3oa are provided for holding a number of weights 56a, which are used along the wing as in the example described above, but between the ribs 30a and the converging sidewalls of the spar and thus leave a chamber 56 b at the front edge, through which hot gases by means circulated an elbow provided at the root end of the wing can be fed to the engine exhaust or other hot gases. The hot gases are preferably fed to a longitudinal chamber 62 (FIG. 3) which is bounded by the weights 56a and a U-shaped part 64 which is in the spar is held by upper and lower ribs 30. This U-piece can be made of one material that increases the strength of the straw construction. In this Trap have the weights 56 a tapered holes 56 c that the chamber 56 b with the chamber 62 so that the greater part of the hot gases from the chamber 62 is directed through these holes against the leading edge of the wing.

Claims (2)

PATENTANSPRÜCHE: I. Für ein Drehflügelflugzeug bestimmter Flügel mit einem rohrförmigen, aus einem Stück hergestellten, stranggepreßten Holmteil, der den Vorderkanten- und Versteifungsteil des Flügels bildet und mit dem Profil des Flügels über ein wesentliches Stück in Richtung der Flügeltiefe übereinstimmt, wobei der Schwerpunkt dieses Holmteils in bezug auf die Flügeltiefe etwa mit dem Angriffspunkt der resultierenden Luftkraft am Flügel zusammenfällt, und der an seiner hinteren Kante eine Mehrzahl von bei einer Beanspruchung in der Längsrichtung des Flügels nicht tragenden Verkleidungsteilen aufweist, die den tragflächenförmigen Umriß des Flügels nach hinten vervollständigen und deren Gewicht in bezug auf die Schwerpunktachse des Holmteils durch eine an der Innenseite der Vorderkante des rohrförmigen Halmteils vorgesehene Materialanhäufung ausgeglichen ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Materialanhäufung aus einem oder mehreren, zur Festigkeit des Flügels nicht beitragenden Gewichten (56) besteht. PATENT CLAIMS: I. Wings intended for a rotary wing aircraft with a tubular, one-piece, extruded spar part, the forms the leading edge and stiffening part of the wing and with the profile of the The wing coincides over a substantial distance in the direction of the wing cheek, being the center of gravity of this spar part in relation to the wing chord approximately with the point of application the resulting air force at the wing coincides, and that at its rear Edge a plurality of when stressed in the longitudinal direction of the wing has non-load-bearing fairing parts that have the airfoil-shaped outline of the Complete the wing towards the rear and its weight in relation to the center of gravity axis of the spar part by one on the inside of the front edge of the tubular stalk part intended accumulation of material is compensated, characterized in that the Accumulation of material made up of one or more that do not contribute to the strength of the wing Weights (56). 2. Flügel nach Anspruch i, gekennzeichnet durch in Richtung der Flügelspannweite auf den Innenflächen des rohrförmigen Halmteils (io) nahe seiner Vorderkante vorgesehene Rippen (30) zur Sicherung der Gewichte in ihrer Lage im Holm. In Betracht gezogene Druckschriften: Britische Patentschriften Nr. 586 443, 6i9 694; USA.-Patentschrift Nr. 2 568 23o.2. Wing according to claim i, characterized by in the direction the wingspan on the inner surfaces of the tubular stem portion (io) near its Ribs (30) provided on the front edge to secure the weights in their position in the Spar. Documents considered: British Patent Specification No. 586 443, 6i9,694; U.S. Patent No. 2,568,230.