Вертолетный хвостовой винт с переменной скоростью с гидростатическим приводом

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2445235:

К4А С.Р.Л. (IT)

Изобретение относится к области авиации, конкретно к рулевым винтам вертолетов с одним несущим винтом. Гидравлическая система привода хвостового (рулевого) винта включает в себя гидромотор постоянной производительности (n), который непосредственно приводит в движение винт (r), гидравлический насос (р) переменной производительности, приводимый в движение посредством вала (m) несущего винта вертолета, рычаг управления (h) для того, чтобы варьировать объемную производительность гидравлического насоса, и гидравлические соединительные трубы (с) между насосом (р) и мотором (n). Хвостовой винт состоит из трех бесшарнирных лопастей с фиксированным шагом. Рычаг управления (h) соединен с педалями управления (f) в кабине вертолета. Направление и величина тяги хвостового винта изменяются путем регулирования направления и скорости вращения винта рычагом управления (h) посредством варьирования скорости жидкости и реверсирования потока жидкости, проходящей через гидромотор (n). Гидравлическая система оснащена также дренажными трубами (i), маслобаком (k), масляным фильтром (о), радиатором (е), загрузочным насосом (g). В случае отказа двигателя хвостовой винт приводится в движение за счет авторотации несущего винта, при этом органы управления остаются активными. Достигается упрощение конструкции и повышение надежности вертолета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к хвостовому винту вертолета и его системе привода, спроектированными для использования в вертолетах с одним несущим винтом.

С одной стороны, этот винт противодействует реактивному вращающему моменту, создаваемому несущим винтом вертолета, обеспечивая вертолету подъем и тяговое усилие, относительно вертикальной оси несущего винта; с другой стороны, хвостовой винт предоставляет возможность задания и управления угловым положением воздушного судна относительно вертикальной оси (т.е. по курсу).

Для этой цели вертолеты, оснащенные только одним несущим винтом, обычно имеют конструктивное добавочное приспособление, называемое хвостовой балкой, идущее в направлении, противоположном движению, которое на конце несет винт, называемый "хвостовым винтом", ось вращения которого перпендикулярна плоскости, определяемой вертикальной осью вала несущего винта и продольной осью хвостовой балки. Этот хвостовой винт состоит из двух или более лопастей, имеющих аэродинамическую форму для обеспечения подъемной силы, соединенных посредством соответствующих шарнирных соединений с центральной втулкой. Его вращение приводится посредством 90-градусного конического редуктора с приводом от несущего винта посредством приводного вала, известного как "длинный вал", поскольку он такой же длинный, если не длиннее, как сама хвостовая балка.

Аэродинамическая тяга, создаваемая хвостовым винтом, вращающегося практически с постоянной скоростью, благодаря своему эксцентриситету относительно оси вращения несущего винта создает противодействующий крутящий момент, интенсивность которого зависит от геометрического шага лопастей с шарнирной подвеской, который изменяется посредством системы рычагов и штоков или аналогичных устройств, обычно соединенных с парой связанных педалей, которые позволяют пилоту регулировать балансировку воздушного судна вокруг оси несущего винта.

В современных вертолетах с одним несущим винтом, которые используют тип винта и системы привода, описанные выше, геометрическое положение хвостовой балки, несущей "длинный вал" и хвостовой винт, обусловлено минимумом свободного пространства между самой балкой и лопастями несущего винта. Положение оси привода хвостового винта, следовательно, считается гораздо ниже, чем идеальное положение, расположенное на плоскости несущего винта, приводя к повышению вредного динамического феномена.

Также следует отметить, что в вышеупомянутых вертолетах лопасти хвостового винта вращаются с постоянной скоростью, поскольку они приводятся в движение посредством механических устройств с фиксированным передаточным числом, соединенных с приводным валом несущего винта, который, как известно, вращается с постоянной скоростью.

Эти обстоятельства означают, что даже в условиях полета, с отключенным двигателем, когда нет необходимости действовать против крутящего момента, хвостовой винт, тем не менее, продолжает крутиться с той же скоростью, даже при нулевом шаге лопастей, тем самым вызывая бесполезную потерю энергии вследствие трения в системе привода и самом хвостовом винте, с потерей энергии несущего винта в режиме авторотации без подвода мощности.

Дополнительное неудобство, встречающееся в вертолетах, описанных ранее, возникает вследствие того факта, что ось "длинного вала" ортогональна к оси несущего винта и обуславливает размещение двигателя и системы привода, требуя второго конического редуктора на несущем винте, если двигатель располагается с осью вала горизонтально. Тем не менее, если двигатель располагается с осью вертикально, второй конический редуктор должен быть установлен на переднем конце "длинного вала".

Оба случая, в любом случае, создают существенные сложности в конструировании и проектировании, а также повышают общий вес трансмиссионной системы.

Имеются другие системы противодействия вращающему моменту, называемые NOTAR, в которых вращающему моменту, вызванному несущим винтом, оказывают противодействие воздушные или газовые струи, создаваемые посредством турбины и передаваемые по хвостовой балке, используя соответствующие окна, чтобы создавать требуемый аэродинамический эффект.

Разработка таких систем приводит к значительным конструкционным проблемам, что ограничивает их использование только вертолетами с приводом от турбины.

Основная цель изобретения, описанного в данном документе, заключается в том, чтобы избежать трудностей, упомянутых выше, обнаруживаемых в вертолетах с одним несущим винтом, доступных в настоящее время, посредством создания хвостового винта и соответствующей системы привода, которая является очень гибкой, адаптируемой, простой в изготовлении, а также надежной и эффективной в применении.

Вторая цель изобретения заключается в том, чтобы создать хвостовой винт и трансмиссионную систему, которые дают возможность регулирования тяги винта за счет варьирования числа его оборотов вместо шага лопастей, тем самым ограничивая механическое трение в условиях полета при отключенном двигателе.

Третья цель изобретения заключается в том, чтобы исключить "длинный вал", тем самым устраняя источник вредных вибраций и освобождая геометрию трансмиссии от ограничений, налагаемых вследствие необходимости этого вала.

Четвертая цель изобретения состоит в том, чтобы удалить все органы управления и устройства, требуемые для того, чтобы изменять шаг лопастей хвостового винта, из кабины, хвостового винта и хвостовой балки, с тем, чтобы хвостовая балка была свободной от подвижных частей.

Пятая цель изобретения заключается в том, чтобы исключить конический редуктор, требуемый для привода хвостового винта, приводя к упрощению конструкции, уменьшению износа и повышению надежности.

Шестая цель изобретения заключается в том, чтобы предоставить возможность управления направлением летательного аппарата посредством хвостового винта при условиях полета с отключенным двигателем.

Еще одна цель изобретения состоит в том, чтобы сделать геометрическое положение двигателя независимым от хвостового винта, с тем, чтобы двигатель мог быть установлен с вертикальным валом двигателя без необходимости в коническом редукторе для привода вала несущего винта.

Эти и другие цели, которые должны быть подробнее пояснены позднее, все удовлетворяются посредством изобретения хвостового винта и трансмиссионной системы для вертолетов с одним несущим винтом, базовые характеристики которых включают в себя: винт с тремя или более неподвижными бесшарнирными лопастями; гидромотор постоянной производительности с осевыми цилиндрами, непосредственно приводящий в движение упомянутый винт с фиксированными лопастями; гидравлический насос переменной производительности с осевыми цилиндрами; механизмы для того, чтобы управлять объемной производительностью насоса, соединенные с педалями; трубы для гидравлической жидкости, соединяющей насос с мотором.

Дополнительные характеристики должны стать более четкими и очевидными со ссылкой на прилагаемый чертеж, который иллюстрирует один из нескольких возможных способов организации системы:

Фиг.1 иллюстрирует вариант осуществления хвостового винта и трансмиссионной системы, применяемой к вертолету с одним несущим винтом.

Эта фигура иллюстрирует хвостовой винт (r) минимум с тремя лопастями с фиксированным шагом. Винт (r) помещен в паз вала стандартного гидромотора постоянной производительности с осевыми цилиндрами (поршнями), установленного в конце хвостовой балки (t) и соединенного посредством жестких или гибких входных и выходных труб со стандартным гидравлическим насосом переменной производительности с осевыми цилиндрами (поршнями) (p), вал которого приводится в движение посредством вала (m) несущего винта с помощью обычных механизмов трансмиссии.

Рычаг управления (h), который регулирует объемную производительность и противоток насоса (p), соединен посредством штоков (d) и рычагов (I) с педалями (f), находящимися в кабине пилота. Если рычаг управления (h) переводится в позицию, соответствующую максимальной объемной производительности насоса, посредством действия на педаль в том же направлении, что и вращение несущего винта, скорость потока жидкости в мотор хвостового винта достигает максимума, и, следовательно, винт (r) будет вращаться на максимальной скорости, развивая максимальную тягу, чтобы противостоять реакции крутящего момента несущего винта. С педалями в промежуточной позиции скорость подачи насоса падает до нуля, и винт (r) остается без движения; это условие может быть инициировано пилотом, когда мощность потеряна в ходе полета при авторотации.

Если педали (f) перемещаются за пределами промежуточной позиции, вращение винта меняет направление на противоположное, тем самым реверсируя тягу, предоставляя возможность более, чем достаточного и полного управления летательным аппаратом вокруг вертикальной оси несущего винта.

Педали (f) размещаются обычным образом, с двумя педалями, связанными с рычагом, который варьирует объемную производительность насоса (p), применяя такие же критерии конструкции, что обычно используются для того, чтобы соединять педали с органами управления общего шага, которые изменяют шаг шарнирных лопастей в традиционных хвостовых винтах.

На стадии проектирования посредством регулирования соотношения между объемной производительностью гидромотора (n) и максимальной объемной производительностью насоса (p), можно варьировать передаточное число между несущим винтом и хвостовым винтом, предоставляя возможность использования изобретения в более широком диапазоне вариантов применения.

Контур гидравлической жидкости имеет гидростатический тип и включает в себя дренажные трубы (i), маслобак (k), масляный фильтр (o), возможно, радиатор (e) и загрузочный насос (g), которыми обычно оборудуется насос (p).

Множество модификаций и вариантов могут быть применены к таким образом созданной конструкции, все из которых являются частью изобретения. Более того, все детали могут быть замены посредством других, технически эквивалентных.

На практике, используемые материалы, а также размер и количество компонентов могут варьироваться по необходимости.

1. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода, содержащий:
- винт (r), состоящий из бесшарнирных лопастей (b) с фиксированным шагом;
- гидромотор постоянной производительности с осевыми цилиндрами, непосредственно приводящий в движение винт (r);
- гидравлический насос (р) переменной производительности с осевыми цилиндрами, приводимый посредством вала (m) несущего винта вертолета;
- рычаг управления (h), варьирующий объемную производительность насоса (р), соединенного с педалями управления (f), находящимися в кабине;
- гидравлические трубы (с), соединяющие насос (р) с мотором (n), отличающийся тем, что направление тяги может быть изменено посредством рычага управления (h), реверсирующего поток жидкости через гидромотор (n), тем самым реверсируя направление вращения винта (r).

2. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1, отличающийся тем, что упомянутая система оснащена дренажными трубами (i), маслобаком (k), масляным фильтром (о), радиатором (е) и загрузочным насосом (g).

3. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 или 2, отличающийся тем, что винт (r) содержит, по меньшей мере, три лопасти (b) с фиксированным шагом.

4. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 или 2, отличающийся тем, что величина тяги может быть изменена посредством варьирования скорости потока жидкости через гидромотор (n), тем самым варьируя скорость вращения винта (r).

5. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 и 2, отличающийся тем, что хвостовой винт выполнен так, что скорость вращения падает с уменьшением крутящего момента двигателя, прикладываемого к несущему винту, падая до нуля в случае потери мощности и авторотации.

6. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 и 2, отличающийся тем, что в условиях полета, влекущих за собой потерю мощности вследствие отказа двигателя, насос (р) выполнен с возможностью приведения в движение посредством несущего винта при авторотации и органы управления выполнены с возможностью оставаться активными.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании конструкций фюзеляжей вертолетов. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к высокоскоростным роликовым механизмам свободного хода, и может быть использовано в редукторах несущего винта вертолета.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к трансмиссии редуктора соосных противоположного вращения несущих винтов вертолета. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета. .

Изобретение относится к авиастроению и касается конструирования приводного кинематического узла беспилотного воздушного летательного аппарата для передачи вращающего момента от двигателя на трансмиссию узла соосных несущих винтов.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к трансмиссии вертолетов с соосными винтами. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при создании главных редукторов вертолетов и редукторов гребных винтов соосной схемы. .

Изобретение относится к области авиастроения, в частности может быть использовано в главных редукторах несущих винтов вертолетов

Изобретение относится к транспортному машиностроению и может быть использовано в винтокрылых летательных аппаратах. Регулируемая трансмиссия винтокрылого летательного аппарата содержит редуктор (1), две обгонные муфты (2) на валах от двигателей, вал (4) несущего винта, вал (5) пропульсивного движителя, и дифференциал, который связан зубчатыми колесами (3) с валами двигателей. Одно выходное звено (7) дифференциала соединено с валом (5) пропульсивного движителя. Другое выходное звено (8) дифференциала связано с валом (4) несущего винта через высокоскоростную обгонную муфту (12). Водило (9) дифференциала связано с валом (4) несущего винта через низкоскоростную обгонную муфту (11). Каждое звено дифференциала имеет устройство торможения (13, 14). Изобретение позволит значительно увеличить скорость полета за счет снижения оборотов несущего винта, повысить тягу несущего винта (несущих винтов) на малых скоростях полета и безопасность летательного аппарата при работе у земли. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) оснащен вращающейся несущей поверхностью (2) и по меньшей мере одним главным редуктором (5) для приведения во вращение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2). Упомянутый летательный аппарат (1) содержит первый (11) и второй (12) основные двигатели, предназначенные для приведения в действие упомянутого главного редуктора (5), при этом летательный аппарат (1) оснащен основной системой (15) регулирования, регулирующей основные двигатели (11,12) по переменному заданному значению. Вспомогательный двигатель (21) тоже может приводить в действие упомянутый главный редуктор (5), причем упомянутый летательный аппарат (1) имеет вспомогательную систему (25) регулирования, которая регулирует вспомогательный двигатель (21) по постоянному заданному значению и которая является независимой от упомянутой основной системы (15) регулирования. Достигается возможность выполнения режима висения при отказе одного из двигателей. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов винтокрылых летательных аппаратов. Тяговая и передающая движение установка (1) содержит первую гидростатическую трансмиссию (2), включающую в себя первую гидромашину (18) для преобразования механической энергии в гидравлическую энергию и первую гидромашину (26) для преобразования гидравлической энергии в механическую энергию; вторую гидростатическую трансмиссию (8), включающую в себя вторую гидромашину (62) для преобразования механической энергии в гидравлическую энергию и вторую гидромашину (70) для преобразования гидравлической энергии в механическую энергию. Каждая из первой и второй гидростатических трансмиссий (2, 8) содержит ветвь (24, 68) высокого давления и ветвь (30, 74) низкого давления, которые в каждой из первой и второй гидростатических трансмиссий (2, 8) гидравлически соединяют гидромашины. Установка (1) также содержит клапаны (108, 112), выполненные с возможностью соединения (106) между ветвью (30) низкого давления первой гидростатической трансмиссии (2) и ветвью (74) низкого давления второй гидростатической трансмиссии (8) и второго соединения (110) между ветвью (24) первой трансмиссии и ветвью (68) второй трансмиссии. Достигается повышение безопасности при отказе. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх