Преобразуемый несущий винт

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к вертолетам, и преимущественно может быть использовано в несущей системе вертолета. Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик несущего винта при полете в самолетном режиме. Конструкция содержит четыре несущих лопасти-консоли 1, которые крепятся к втулке несущего винта при помощи узлов крепления 10, осевые шарниры 3, необходимые для изменения общего шага винта. Перед осевыми шарнирами со стороны втулки находятся вертикальные шарниры 6, позволяющие перемещаться консолям в плоскости, перпендикулярной оси вращения втулки. Узел 7 служит для крепления втулки на валу редуктора. Рычаг 4 нужен для изменения угла атаки лопасти-консоли. Тарелка автомата перекоса 5 служит для циклического изменения угла атаки лопастей1. Шарико-винтовой механизм с электропроводом 8, предназначенный для перемещения лопасти в плоскости, перпендикулярной оси вращения втулки, крепится к цапфе вертикального шаринира 9. Через воздуховоды 2 подводится сжатый воздух в полости консолей для создания циркуляции воздуха вокруг них. Подача этого воздуха регулируется пневманической системой 2. Тормоз 3 с узлом фиксации и запирания предназначен для остановки винта в полете при переходе на самостоятельный режим. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к вертолетам, и преимущественно может быть использовано в несущей системе вертолета. Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик несущего винта при полете в самолетном режиме. На фиг.1 изображена схема винтокрылого ЛА с несущей системой НВ-крыло на вертолетном а (слева) и самолетном б режимах; на фиг.2 конструктивно-компоновочная схема крепления лопасти к втулке, где 1 лопасть, 2 воздуховоды, 3 осевой шарнир, 4 рычаг поворота лопасти, 5 тарелка автомата перекоса, 6 вертикальный шарнир, 7 узел крепления втулки системы НВ-крыло, 8 шарико-винтовой механизм с электроприводом, 9 цапфа вертикального шарнира, 10 узел крепления лопасти к осевому шарниру; на фиг.3 в изометрии конструктивно-компоновочная схема системы НВ-крыло с консолями 1, с пневматической системой управления полетом 11, тормозом вращения лопастей с узлом фиксации и запирания 12, вертикальными шарнирами 6, шарико-винтовыми механизмами для поворота лопастей 8; на фиг.4 графики зависимости коэффициента подъемной силы системы НВ- крыло от угла атаки С_уа f(α) при ω_н 0. Предлагаемая авторами конструкция содержит (фиг.2): четыре несущих лопасти (консоли) 1, которые крепятся к втулке несущего винта при помощи узлов крепления 10, осевые шарниры 3, необходимые для изменения общего шага винта; перед осевыми шарнирами (со стороны втулки) находятся вертикальные шарниры 6, позволяющие перемещаться консолям в плоскости, перпендикулярной оси вращения втулки; узел 7 служит для крепления втулки на валу редуктора; рычаг 4 нужен для изменения угла атаки лопасти (консоли); тарелка автомата перекоса 5 служит для циклического изменения угла атаки лопастей; шарико-винтовой механизм с электроприводом 8, предназначенный для перемещения лопасти в плоскости, перпендикулярной оси вращения втулки, крепится к цапфе вертикального шарнира 9; через воздуховоды 2 подводится сжатый воздух в полости консолей для создания циркуляции воздуха вокруг них; подача этого воздуха регулируется пневматической системой 11 (фиг.3); тормоз 12 (см. фиг.3) с узлом фиксации и запирания предназначен для остановки винта в полете при переходе на самолетный режим. Устройство работает следующим образом. При полете винтокрылого летательного аппарата, на котором установлено предлагаемое устройство, на режиме висения и малых дозвуковых скоростях лопасти находятся по отношению друг к другу под углом в 90^о (в плоскости вращения втулки). При переходе на самолетный режим втулка винта затормаживается до ω_н 0 при помощи тормоза и фиксируется в неподвижном положении. Одновременно с окончанием торможения изменяется угол между лопастями. Лопасти поворачиваются вокруг вертикального шарнира 6 (фиг.2) при помощи шарико-винтовых механизмов с электроприводом 8. В результате винт в плане становится не крестообразным, а Х-образным (фиг.1). Таким образом в самолетном режиме консоли устанавливаются с меньшим углом стреловидности по отношению к набегающему потоку (угол стреловидности χ 30^о), что и позволяет улучшить несущие свойства системы НВ-крыло. Преимущества заявляемого изобретения были подтверждены результатами полунатурного эксперимента в аэродинамической трубе малых скоростей. Замерялись тяговые характеристики модели системы НВ-крыло с изменяемым азимутальным углом между лопастями. При продувке системы НВ-крыло на самолетном режиме (ω_н 0) несущие свойства Х-винта (Ψ 70^о) намного лучше, чем у крестообразного (Ψ 90^о), что наглядно видно из графиков, представленных на фиг.4. Был специально проведен расчет параметров шарико-винтового механизма (поз.8 фиг.2). При расчете шарико-винтового механизма необходимо учитывать особенности его работы. С целью уменьшения массы, мощности и габаритов электрического привода изменение углов между лопастями осуществляется только на самолетном режиме. Однако при этом необходимо учитывать, что сам шарико-винтовой механизм должен выдерживать нагрузку при максимальном нагружении, то есть в вертолетном режиме работы. Определим осевую силу, действующую на шарико-винтовой механизм по формуле F_a , где Х_а сила лобового сопротивления; I плечо действия силы лобового сопротивления; L плечо действия силы шарико-винтового механизма относительно вертикального шарнира. Получаем X_а CS_ом 0,01 243,2 30460,8 H Тогда F_a= 609214, H Исходя из этого значения осевой силы рассчитываем диаметр винта по формуле d₁ 1,2 где [n_y] 2,5-5 допускаемый коэффициент запаса устойчивости; μ 0,5 коэффициент приведения длины винта, зависящей от условий закрепления винта; I 0,05 м осевое перемещение;
Е 1,1 х 10¹¹, Па модуль упругости для материала, из которого изготовлен винт. Винт изготовлен из стали 20Х3МВФ с азотированием поверхности. Тогда получаем
d₁ 1,2 2,5·10², м
В соответствии со стандартами подбираем остальные размеры шарико-винтового механизма:
d_o 30 мм средний диаметр резьбы;
D_r 34,80 мм наружный диаметр резьбы гайки;
d_ш 4,763 мм диаметр шарика;
Р 5 мм шаг резьбы;
r_n 1,68 мм радиус профиля каналов в винте и гайке;
ϕ 4^о15' угол подъема винтовой линии резьбы на среднем диаметре;
d_к 120 мм диаметр корпуса;
L 450 мм длина шарико-винтового механизма. Подберем электродвигатель для привода шарико-винтового механизма. Так как он будет только в самолетном режиме, то и все расчеты будут только для самолетного режима. Определяем номинальную величину осевой нагрузки:
F_a , где _{= = 0,02 H}. Тогда F_a 26000, H. Определяем мощность на выходном конце штока
W_вых F_a ^. L_макс/10^{3 .} t_p, где L_макс 43 мм максимальный ход штока;
t_p 3 с продолжительность рабочего хода. Тогда W_вых W_вых 508, Вт
Определим требуемую мощность двигателя:
W_дв W_вых/(η_пр˙η_шп), где η_пр 0,95 коэффициент полезного действия промежуточной зубчатой передачи;
η_шп 0,97 коэффициент шарико-винтовой пары. Получаем W_дв 551,28, Вт
На основании этого расчета подбираем типовой электродвигатель повторно-кратковременного режима Д-500 ТВ, имеющего следующие основные технические данные:
W_дв 500 Вт мощность двигателя;
U 27 В напряжение;
n 1000 об/мин частота вращения вала;
m 4,1 кг масса электродвигателя.

Формула изобретения

ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ НЕСУЩИЙ ВИНТ преимущественно комбинированного летательного аппарата, содержащий втулку винта, четыре лопасти с симметричным профилем, установленные на втулке на осевом шарнире под углом 90^o друг к другу, пневматическую систему, тормоз вращения лопастей и узел фиксации и запирания лопастей в неподвижном положении, отличающийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик несущего винта при полете и самолетном режиме, винт снабжен вертикальными шарнирами крепления лопастей, размещенными на втулке, и шарнирно-винтовыми механизмами с электроприводом на каждую лопасть, связывающими дополнительно лопасть через кронштейн с втулкой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4