NO310402B1 - Anordning ved et horisontalt og vertikalt flyvende luftfartöy - Google Patents

Description

Foreliggende oppfinnelse angår anordning ved et horisontalt og vertikalt flyvende luftfartøy av den art som inngitt i innledningen til krav 1.

Et helikopter er et komplisert luftfartøy, i stand til å fly vertikalt, fremover, bakover og sidelengs, samt hovre (stå stille i luften). Til tross for disse egenskapene, opererer et helikopter etter de samme grunnleggende prinsipper som et luftfartøy med faste vinger. I likhet med ordinære fly, flyr et helikopter på bakgrunn av vinger med en gitt overflateprofil som utnytter luftstrømmer til å skape løft. For et helikopter er denne primære profilen (løftprofil) knyttet til hovedrotoren.

Helikopterets største ulemper er imidlertid rotorkonstruksjonens begrensninger til å fungere under høyere flyhastigheter og derved mulighet for oppnåelse av høy hastighet, samt en komplisert, sårbar og vedlikeholdskrevende konstruksjon.

Drag/motstand vil alltid forsøke å bremse hovedrotoren i et helikopter ved hastighetsøkninger og endring av angrepsvinkel. Dette medfører begrensning i flyhastighet og en økning i drivstofforbruk.

Et av formålene ved foreliggende oppfinnelse vil således være å nøytralisere/redusere ovennevnte motstand.

US patent nr. 2.684.212 beskriver en luftfartøykonstruksjon, hvor det gjøres forsøk på utnytte fordelen ved helikopteret samtidig som fremdriften er som ved vanlige fly. Rotorene trekkes her inn i en rotorskive ved rett frem flukt hvorved rotorens ulemper ved rett frem flukt unngås. Rotorbladenes stigning kan endres som ved et vanlig helikopter, noe som er gunstig for stabilisering, men har andre ulemper som beskrevet nærmere nedenfor, og som foreliggende oppfinnelse har til hensikt til å unngå.

Aerodynamiske krefter samles i et helikopters rotorbladtrykksenter. Endring av disse kreftene endrer også trykksenteret, med mulig alvorlig ustabilitet som resultat. Foreliggende oppfinnelse har videre til hensikt å stabilisere rotorsystemet i en stiv konstruksjon samt kontrollere aerodynamiske svingninger av kreftene.

Stall oppstår i rotorskivens retarderende halvdel ved for høy hastighet og skarp angrepsvinkel, med svært farlig ustabilitet og mangel på kontroll som resultat, fortrinnsvis i form av at fartøyet staller (nesen spretter opp).

Foreliggende oppfinnelse har derfor til hensikt å tilveiebringe at rotorbladene trekkes vekk fra de omkringliggende luftmasser for å oppnå høyere hastighet og sikrere flyving.

Koning oppstår som en følge av resultantkraften mellom løftekraften (som øker med avstanden fra sentrum av rotoraksen) og sentrifugalkraften. En mulig ulik resultant i de forskjellige bladene vil forårsake negativ innbyrdes balanse og vibrasjoner/ belastninger. Videre vil forflytning av tyngdepunktet på grunn av hengslete rotorblader skape ubalanse, vibrasjoner og sterke belastninger i rotorsystemet.

Ovennevnte kan unngåes ved en konstruksjon med stive rotorblader ifølge foreliggende oppfinnelse.

Når en helikopterrotor roterer, vil denne påføre et vridningsmoment på selve flykroppen. Halerotor (Tail rotor) kompenserer for vridningsmomentet. Ulempene ved denne løsningen er høyt energiforbruk og forflytningstendens for hele helikopteret i halerotorens arbeidsretning. Hvorfor det ønskes tilveiebrakt en teknikk for opphevelse av vridningsmoment uten kontakt med de omkringliggende luftmasser.

En konsekvens av at hele rotorbladets lengde arbeider i luftmassene ved vanlige kjente helikoptre er at det blir nødvendig med en særdeles nøyaktig (kostnadskrevende) konstruksjon og produksjon. Hvorfor en av hensiktene med foreliggende oppfinnelse er å utnytte kun den del av rotorbladet som gir best løfteegenskaper, som vil medføre en enklere konstruksjon.

Rotorskivens seksjoner ved vanlig helikopter representerer ulik løfteevne i forhold til avstanden fra rotasjonssentrum. Ved hastighetsøkning kan det endog oppstå drag på en side av den indre seksjonen slik at ulikt løft i forhold til omkringliggende luftmasser må korrigeres fortløpende.

Ved foreliggende oppfinnelse utnyttes derimot kun rotorskivens ytre seksjon til løft og manøvrering. De indre seksjoner kapsles inn i flykonstruksjonen og trekker den ytre seksjonen vekk fra luftmassene ved hastighetsøkning. Deretter overføres løft til en stabil, fast vingekonstruksjon.

Et rotorsystem fungerer mest optimalt (kostnadseffektivt) rundt 7-9 m/s fremdriftshastighet, og det oppstår dårligere drivstofføkonomi ved hastighetsøkninger. Vibrasjoner og roll-tendenser langs lengdeaksen knyttes også ofte til økning av hastighet pga forsterkning av nedadgående luftstrømmer i rotorskiven.

Foreliggende oppfinnelse har til hensikt å tilveiebringe en mer kostnadseffektiv flyving ved høyere hastigheter, ved å ikke benytte rotorbladene til manøvrering, men derimot bærevinger ved høy hastighet.

Bakkeresonans gir en kraftige og ødeleggende vibrasjoner under landing/take-off når rotorkonstruksjonen kommer i ubalanse under oppretting av Coriolis effekten. For å unngå dette kreves en rotorkonstruksjon med stive rotorblader.

Helikoptre er ustabile i lengderetningen på grunn av løsningen med tail rotor pitch's arbeidsområde i omkringliggende, vekslende luftmasser, og det er derfor behov for en konstruksjon som kompenserer vridningsmomentet uavhengig av de omkringliggende luftmasser.

Rotorhodet/giroverføring er en svært komplisert konstruksjon som i en helikopterkonstruksjon er utsatt for store belastninger. Rotorhodet er spesielt sårbart for plutselige belastningsforflytninger. Hvorfor det er ønskelig å legge rotorkonstruksjonens belastningspunkter til en ikke-kritisk del av flykonstruksjonen.

Foreliggende oppfinnelse har derfor til hensikt å gi en mindre sårbar konstruksjon for å kompensere vridningsmomentet, samt gi bedre manøvreringsegenskaper om luftfartøyets vertikalakse.

På grunn av helikopterkonstruksjonens egenart, er det vanskelig/uøkonomisk å oppnå stor flyhøyde, noe som er ønskelig i mange sammenhenger.

Foreliggende oppfinnelse har derfor til hensikt å tilveiebringe en konstruksjon som muliggjør effektiv flyhøyde på linje med ordinære flytyper.

Ovennevnte tilveiebringes ved hjelp av en anordning av den innledningsvis nevnte art hvis karakteristiske trekk fremgår av krav 1. Ytterligere trekk ved oppfinnelsen fremgår av de øvrige uselvstendige kravene.

Luftfartøyet ifølge foreliggende oppfinnelse har således vertikal avgangs- og landingsegenskaper (VTOL "Vertical Take Off and Landing") på lik linje med et helikopter, og krever derfor liten landingsplass.

Det er mulig å oppnå høy horisontal hastighet uten å redusere flyegenskapene ved at rotorer kan trekkes inn i en lukket skive.

Luftfartøyet vil ha like gode manøvreringsegenskaper som helikoptre ved lave hastigheter.

Konstruksjonen er mindre sårbar for belastninger og ytre påkjenninger enn en ordinær rotorkonstruksj on.

Konstruksjonen trekker rotorene inn ved lavt turtall, og representerer ikke en sikkerhetsrisiko for personell ved bakkeoperasjoner.

Rotorbladene er 100 % beskyttet ved lengre bakkeopphold, dette vil gi redusert sårbarhet på ømfintlige rotorer.

Konstruksjonen er fleksibel for tilpasning til ulike typer flyoperasjoner og oppdrag.

CCR (Circulation Controlled Rotor - utslipp av jetstrøm i rotorbladenes bakkant - ref NASA/X-wing +HD2D). - tillater fjerning av hale-rotor, og gir dessuten en samlet vektbesparelse.

CCR - "blown rotorblades" tillater lavere rotorhastighet, da jetstrømmen i rotorens bakkant blåses over det etterfølgende blad.

Ved overgang til ren skyvekraft ved FCR-systemet (Floating and Centrifugal operated Rotordisk) unngås utstalling av effektiv rotorskive ved økende horisontalhastighet ved at rotorbladene fjernes gradvis fra de omkringliggende luftmasser.

Ved økende horisontalhastighet, vil rotorbladene trekkes inn i den lukkede rotorskiven og jetturbinene produserer stadig mer skyvekraft. Fartøyets aerodynamiske konstruksjon begynner å bære mer.

Ved høyere horisontal hastighet overtar den sirkulære vinge (lukkede rotorskive) og vingene løft og manøvrering fullstendig. Ordinære rorkontroller benyttes. Dvs. det er foretatt en kraftoverføring fra rotorsystemet (CCR) til ren skyvekraft for fremdrift, og fartøyet flyr i prinsippet nå som en ordinær hurtig jetkonstruksj on.

I det påfølgende skal oppfinnelsen beskrives nærmere med henvisning til tegningene, hvor: Fig. la viser skjematisk med delene trukket fra hverandre en løsning i følge

foreliggende oppfinnelse

Fig. lb viser et luftfartøy med systemet ifølge foreliggende oppfinnelse, idet luftfartøyet er i løftemodusen.

Fig. 2a,b,c,d viser eksempler på styring av ulike løft ved en utførelsesform.

Fig. la viser skjematisk med delene trukket fra hverandre en løsning i følge foreliggende oppfinnelse hvor det er vist en sirkulær bærevinge 1 (se fig lb) bestående av en overdel 2 og underdel 3 som opptar en rotorskive (Floating and Centrifugal operated Rotordisk "FCR") 4 og rotorenes 8 opptaksdel 5, som dannes av diametrale spor rotorskiven 8. Over- og underdel 2, 3 er fast forbundet i sentrum med en sirkulær forankring (CW-connector) 6, samt roterende forbundet i glidebaner på over- og undersiden av de fire opptaksdelene 5. Til overdelen 2 slutter seg flykropp, vinger 10, turbojet/turbofan, drivverk og sideror, jfr. fig. lb. Til underdelen 3 slutter seg landingsunderstell og nyttelast. Fig. lb viser et luftfartøy med systemet ifølge foreliggende oppfinnelse, idet luftfartøyet er i løftemodusen, med roterende rotorer 8'.

CCR trykkammer for leding av gas til rotorene ligger omkring sirkelforankringen 6.

Rotorene 8 kan drives etter ovenfor beskrevne CCR-prinsipp, der gass/trykk fra turbojet/turbofan motoren 9 ledes inn i kammeret i rotorskiven 4 som danner en styreskive og videre inn i rotorstagene 17 til rotorbladene 8 før utslipp i rotorenes ytterste bakkant. Foruten å akselerere rotorbladene 8, vil denne gassmengdens hastighet øke løftevnen i et påfølgende rotorblad med moderat hastighet. Forsøk har vist tilstrekkelig løftevne selv om rotorbladet har en helt symmetrisk profil, nærmest flat oval. Dette innebærer i prinsippet at rotorbladet er stabilt som en fast vinge uavhengig av luftstrømmens retning. Systemet er også testet ut av NASA-Sikorsky; X-wing/stopped rotor.

FCR (Floating and Centrifugal operated Rotordisk) (jfr. fig. la og lb) er bygget rundt et konstruksjonsprinsipp der rotorer 8 for vertikalt løft trekkes inn og skjules i en sirkulær lukket vinge/rotorskive 2, 3,4 under horisontal flukt.

Inn-/ utmanøvrering og drift av rotorbladene 8 opereres med en jetturbin 9 , som også besørger skyvekraft i flukt.

FCR opererer med fast vinkel på rotorene 8, stive rotorer 8 og synkron regulerbar bladlengde relatert til et ikke-fysisk rotasjonssentrum i den lukkede rotorskive 4, dvs. den delen av rotorbladene 8 som roterer (bladskiven 8') og ligger utenfor rotorskiven 4 og danner et løfteareal slik løftearealets midtpunkt danner et ikke-fysisk rotasj onssentrum.

FCR-systemet utnytter det mest effektive løftområde. Løfteevne blir produsert ved å regulere rotorbladenes 8 effektive lengde, og derav luftstrømmen rundt rotorbladene.

FCR produserer løft kun i den ytterste 1/3 av rotorskive radius (bladskiven), men utnytter likevel 65% av rotorskivens effektive løftareal.

I det påfølgende skal funksjonsprinsippet ved oppfinnelsen beskrives nærmere ved hjelp av en mulig utførelse av oppfinnelsen med henvisning til figurene.

Når luftfartøyet står i ro på bakken er rotorene 8 trukket inn i den lukkede rotorskive 4. ved oppstart av luftfartøyet begynner maskinens jetturbin 9 å akselerere rotorbladene 8 rundt et imaginært rotasjonssentrum ved hjelp av CCR (Circulation Controlled Rotor - utslipp av jetstrøm i rotorbladenes bakkant, jfr. NASA/X-wing +HD2D).

CCR-prinsippet tillater nøytralisering av vridnings-moment og fjerning av halerotor, i tillegg til å muliggjøre lavere rotasjonshastighet i den effektive bladskiven.

En økning i rotorskivens omdreiningshastighet og derved økning av sentrifugalkraften akselererer rotorbladene 8 ut av den lukkede rotorskiven 4. Den effektive bladskiven 8' med rotorbladene 8 (se fig lb) produserer løft og fartøyet tar av vertikalt.

Resultant for løftevne og sentrifugalkraft vil være tilnærmet lik den perpendikulære produksjon av løft, grunnet bruk av stive rotorblader 8.

FCR muliggjør en flytende effektiv rotorbladskive 8', grunnet det imaginære rotasjonssentrum (løftearealets midtpunkt). Ved å forflytte den effektive bladskiven 8' i forhold til den lukkede, oppnåes ulik produksjon av løft for fartøyet.

For tilting bakover og til sidene forflyttes den effektive rotorskive tilsvarende i motsatt retning av den retning fartøyet skal bevege seg i.

Luftfartøyets vridningsmoment om vertikalaksen kontrolleres ved hjelp thrusted vectoring i motorens bakkant.

Ved overgang fra løfting til fremdrift betyr dette at den effektive bladskiven 8' forflyttes bakover, og gradvis sidelengs for å utligne økende diffrensierende løfteevne etter hvert som horisontal hastighet øker og hvorved utstalling unngåes. Mulige tekniske løsninger er beskrevet nærmere senere i beskrivelsen.

Rotorbladene 8 trekkes inn i den lukkede rotorskiven 4 og jetturbinene 9 produserer stadig mer skyvekraft. Fartøyets aerodynamiske konstruksjon begynner å bære mer.

Ved høyere horisontal hastighet overtar den sirkulære vinge (lukkede rotorskive) 2, 3,4 og vingene 10 løft og manøvrering fullstendig. Det anvendes nå ordinære rorkontroller.

Det er foretatt en kraftoverføring fra rotorsystemet (CCR) til ren skyvekraft for fremdrift. Fartøyet flyr i prinsippet nå som en ordinær hurtig jetkonstruksj on.

Det er ovenfor beskrevet styring (manøvrering og utligning av diffrensierende løft under fremdrift) av luftfartøyets flykropp ved løfting og overgang til fremdrift ved at det effektive løftearealet forskyves om et imaginært senter. Som alternativ til bruk av CCR, kan også systemet reguleres og drives mekanisk.

Denne styringen vil imidlertid kunne tilveiebringes på andre måter som for eksempel ved at rotasjonssentrumet er fast og det effektive løftearealet (bladskiven) ligger fast (ikke forskyvbar) hvor det er anordnet fysiske regulerbare organ som påvirker den effektive delen av bladskivens effektareal. Slike løsninger kan være at rotorskivens 4 over- 2 og underdel 3 er anordnet forflyttbare i xy-planet. Et ytterligere eksempel på slik styring er at det er anordnet organ som føres ut på bestemte steder for å bryte løfteegenskapene i den effektive bladskiven og således i tilting av fartøyet. Disse organene kan for eksempel dannes av deler av rotorskivens 4 over- og underdel 2, 3 i for eksempel form av små regulerbare stag.

I det påfølgende skal en av utførelse av oppfinnelsen for styring av ulike løft beskrives nærmere med henvisning til fig. 2a, b, c, d.

I sentrum av rotorskiven 4 kan være anordnet en sirkulært, frittflytende styreskive 16 som ligger fritt under/over/midten av forankringen 6 (CW-connector). Styreskiven 16 kan være knyttet til 4 servoer hhv. aktuatorer 15 som beveger styreskiven 16 i alle retninger innen en avgrenset, sirkulær sone 12. Denne styringen forflytter de 4 rotorbladene 8 enkeltvis langs sin lengdeakse, uten å endre rotorskivens sirkulære form eller rotoropptakenes posisjon. I praksis forflyttes (imaginært) rotorskivens hhv. bladskivens senterpunkt 11 i forhold til forankringen 6. Sentrifugalkraften i det enkelte rotorsett oppveier hverandre i rotorsettets sentrum, hvorfor en servomanøvrering ikke blir tung.

Rotorbladene 8 kan forskyves radialt ved hjelp av for eksempel aktuatorer 15 i sin lengderetningen i rotorskivens 4 opptaksdel 5, som er dannet av diametrale spor i rotorskiven 4. Rotorbladenes 8 rotorskaft kan være forankret i et sirkulært spor 13 i styreskivens 16 ytterkant, og kan bevege seg langs nevnte spor 13. Ved rotasjon av rotorbladene 8 vil fremdriften resultere i en forflytning av forankringsposisjonen i styreskiven 4 avhengig av styreskivens posisjon i forhold til forankringens senterpunkt 6. Det vil si en forskyvning langs rotorbladenes 8 egen lengdeakse.

Styreskiven 4 kan være anordnet forskyvbar i et x, y -plan med forankringsaksen 6 som startsenter, slik at styreskivens 4 senter 11 kan forflyttes i alle retninger utfra forankringssenteret, jfr. flg 2a, b, c som viser forskjellige senterposisjoner. Forflytningen kan tilveiebringes med hjelp av de ovennevnte 4 servoer hhv. aktuatorer en for hver av rotorbladene eller med to aktuatorer som forskyver selve styreskiven i henholdsvis x- og y-retningen.

Claims (9)

1. Anordning ved et horisontalt og vertikalt flyvende luftfartøy av den art som for vertikal flukt har rotorer som om en vertikal akse danner et løfteareal slik som ved et helikopter, karakterisert ved at rotorene (8) er opplagret med fast pitch i en rotorbærende skive (4), at løftearealets midtpunkt er innrettet til å kunne forskyves i et xy-plan.

2. Anordning ifølge krav 1, karakterisert ved at løtftearealets midtpunkt er dannet av en styreskive (4), idet rotornes (8) skaft er forbundet med styreskiven, og at styreskiven er koblet med frem- og tilbakestyrbare aktuatorer (15) i henholdvis x-retningen og y-retningen i luftfartøyets horisontalplan.

3. Anordning ifølge krav 1, karakterisert ved at forskyvning av løftearealets midtpunkt dannes ved at deler av rotorbladene (8) trekkes gradvis inn i rotorskiven (4) ved hjelp av aktuatorer (15) forbundet med respektive rotorbladskaft når rotorbladene (8) ved rotasjon nærmer seg området hvor det er ønskelig med redusert løft.

4. Anordning ifølge krav 1, karakterisert ved at i sentrum av rotorskiven (4) er anordnet en sirkulært, frittflytende styreskive (16) som ligger fritt under/over/midten av en forankringen (6) (CW-connector) for rotorskivens (4) over- og underdel (2, 3).

5. Anordning ifølge krav 4, karakterisert ved at styreskiven (16) er forbundet med 4 respektive servoer hhv. aktuatorer (15) som er innrettet for bevegelse av styreskiven (16) i alle retninger innen en avgrenset, sirkulær sone (12) slik at de 4 rotorbladene (8) forflyttes enkeltvis langs sin lengdeakse, uten å endre rotorskivens sirkulære form eller rotoropptakenes posisjon.

6. Anordning ifølge krav 3-5, karakterisert ved at rotorbladene (8) er anordnet forskyvbare i lengderetningen i rotorskivens (4) diametrale spor (5) og på rotorskaft som er forankret i et sirkulært spor (13) i styreskivens (16) ytterkant, og kan bevege seg langs nevnte spor (13) slik at ved rotasjon av rotorbladene (8) vil fremdriften resultere i en forflytning av forankringsposisjonen i styreskiven (16) avhengig av styreskivens (16) posisjon i forhold til forankringens senterpunkt (6), det vil si en forskyvning langs rotorbladenes (8) egen lengdeakse.

7. Anordning ved et horisontalt og vertikalt flyvende luftfartøy av den art som for vertikal flukt har rotorer som danner et løfteareal slik som ved et helikopter, karakterisert ved at rotorene (8) er opplagret med fast pitch i rotorskiven (4) hvis rotasjonssentrum er fast, og at det er anordnet fysisk regulerbare organ innrettet for å føres ut på bestemte steder innenfor det effektive løfteareal for å endre løfteegenskapene i det effektive løftearealet for manøvrering og utligning av diffrensierende løft under fremdrift av luftfartøyet ved vertikal flukt og ved overgangen fra vertikal til horisontal flukt.

8. Anordning ifølge krav 6, karakterisert ved at nevnte organ dannes ved at rotorskivens (4) over- (2) og underdel (3) er anordnet forflyttbare i xy-planet

9. Anordning ifølge krav 6-7, karakterisert ved at nevnte regulerbare organ dannes av deler av rotorskivens (4) over- og underdel (2, 3) i form av små regulerbare stag.