Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта



Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта
Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта
Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта
Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта

 


Владельцы патента RU 2495794:

Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета включает предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч. При этом производят фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определяют угол атаки НВ, определяют для заданной скорости вертолета относительные скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определяют воздушную скорость набегающего потока по штатным приборам и местную воздушную скорость вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ, визуализированные дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей. Затем производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках. Повышается достоверность оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета, в частности, к способу оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей от вихревого следа винта на малых скоростях полета одновинтового вертолета.

Уровень техники.

Известно, что способы оценки индуктивных скоростей как вблизи несущего винта (НВ), так и на удалении от него базируются на использовании в качестве модели вихревого следа НВ скошенной вихревой колонны, распространяемой на весь диапазон скоростей полета вертолета. Считается, что горизонтальные составляющие индуктивных скоростей будут малой величиной и действовать в сторону незначительного увеличения скорости воздушного потока. Принимая во внимание довольно сложные расчеты индуктивных скоростей как в дисковых, так и в лопастных вихревых теориях, в аэродинамических расчетах вертолетов о горизонтальных составляющих индуктивных скоростей даже не упоминается (М.Л.Миль, А.В.Некрасов, А.С.Браверман и др. « Вертолеты», том 1, Аэродинамика, Машиностроение, 1966 г., стр.211-212, 225-226, 229-230).

Известен способ оценки поля осредненных индуктивных скоростей несущего винта на малых скоростях полета вертолета, содержащий визуализацию концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей НВ вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение угла атаки НВ, воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти (см. патент RU 2343441 от 18.07.08).

Однако в указанном способе не проводится оценка горизонтальных составляющих индуктивных скоростей, что снижает точность аэродинамических расчетов вертолета.

Предлагаемое изобретение направлено на достижение технического результата, который заключается в повышении достоверности оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, за счет получения более близкого к действительности распределения индуктивных скоростей по диску НВ.

Сущность изобретения.

Для получения указанного технического результата в способе оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, содержащем предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатая воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение угла атаки НВ, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ визуализированных дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей по формуле

Г о = С т ω R 2 ( 1 r ¯ x ) / 2 V ¯ x c н , м 2 / с , ( 1 )

где Ст - коэффициент тяги НВ;

ω - угловая скорость вращения НВ;

R - радиус несущего винта.

r ¯ x = r x / R - относительный радиус, характеризующий величину поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего воздушного потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°;

V ¯ x с н = V x c н / ω R - относительная скорость сноса концевых вихрей, находящихся над лопастями НВ вдоль оси X;

Vxсн - скорость сноса концевых вихрей, м/с;

затем определяют циркуляцию концевых вихрей по формуле

Г в = С т ω R 2 π / K , м 2 / с , ( 2 )

где Гв - циркуляция концевых вихрей, м2/с;

К - количество лопастей НВ.

Производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках по формуле

υ * = Г о 4 π r o ( Z 01 r 0 2 + Z 01 2 Z 02 r 0 2 + Z 02 2 ) sin φ 0 + i = 1 n Г в 4 π r i ( Z i 1 r i 2 + Z i 1 2 Z i 2 r i 2 + Z i 2 2 ) sin φ i ( 3 )

где υ* - суммарная горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, передних и задних частей концевых вихрей, м/с; υ * = υ o * + i = 1 n υ i * ;

n - количество концевых вихрей, учитываемых в расчете;

r0 - кратчайшее расстояние от точки расчета до передней части продольных вихрей, м;

ri - кратчайшее расстояние от точки расчета до принятого прямолинейным концевого вихря, м;

Z01 - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря, м;

Z02 - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до второго конца вихря, величина Z02 берется со знаком минус, когда концы вихря лежат по разные стороны от основания перпендикуляра;

Zi1 и Zi2 - расстояния от основания перпендикуляра до концов концевых вихрей аналогично Z01 и Z02, м;

φ0, φi - углы между перпендикуляром, опущенным из точки расчета на ось передней части продольного вихря или ось концевых вихрей, и горизонталью, град.

Определяют местную воздушную скорость V* с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z по формуле

V * = V cos α 3,6 υ * , ( 4 )

где V - воздушная скорость вертолета, км/ч, зафиксированная в полете, α - угол атаки НВ.

Горизонтальные составляющие индуктивных скоростей, рассчитанные в заданных точках, используют для расчета предварительных аэродинамических характеристик вертолета и при разработке сигнализирующих устройств приближения к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолетной техники.

Предлагаемый способ поясняется на фиг.1-4.

На фиг.1 приведена схема модели вихревого следа в режиме торможения одновинтового вертолета (вид сбоку), по которой осуществляют расчет горизонтальной составляющей индуктивной скорости вблизи НВ при горизонтальном торможении в фиксированный момент времени (воздушная скорость вертолета V=49 км/ч, угол атаки φ=5,6°, Ст=0,0108),

где (1) - передняя часть продольных П-образных вихрей после аппроксимации, (2) - концевой вихрь, (3) - набегающий воздушный поток, (4) - лопасть несущего винта, (5) - горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, (6) - несколько размытая передняя часть концевого вихря, (7) - траектория движения частично размытых передних концевых вихрей после отделения от продольных вихрей, (8) - задняя часть концевых вихрей.

На фиг.2 приведена схема модели вихревого следа в режиме торможения (вид сверху) с аппроксимированными продольными П-образными вихрями (1), где (6) - несколько размытые передние части концевых вихрей, (9) - продольные П-образные вихри после аппроксимации.

На фиг.3 приведена зависимость суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей по оси Z вдоль оси X в плоскости расположения ПВД измерителя малой скорости (ИМС), где (10) - расчетные значения суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей.

На фиг.4 приведена зависимость расчетных значений местных воздушных скоростей по оси Z вдоль оси X в плоскости расположения ПВД ИМС,

где (11) - расчетное значение местных воздушных скоростей V*,

(12) - местная воздушная скорость Vимс вблизи НВ, зафиксированная в полете прибором ИМС.

Способ осуществляется следующим образом.

Для оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях одновинтового вертолета на интересующих режимах в предварительных летных испытаниях визуализируют концевые вихри дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксируют с помощью кинокамеры величины поджатая воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определяют угол атаки НВ, воздушную скорость набегающего потока по штатным приборам и местную воздушную скорость вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти. По материалам визуализации концевых вихрей в оценочных расчетах используют упрощенную вихревую модель, в то же время максимально приближенную к реальному вихревому следу (фиг.1 и 2), что позволяет существенно повысить достоверность и точность определения горизонтальных составляющих индуктивных скоростей. Основу этой модели составляют два симметричных продольных вихря, замыкающихся видимыми концевыми вихрями, находящимися над лопастями на значительном удалении от них (фиг.1 и 2). Продольные вихри дополняют не завязанные с ними передние и задние части концевых вихрей, которые совместно с передней частью продольных вихрей и создают горизонтальную составляющую индуктивной скорости вдоль оси X. Длина передней части продольных П-образных вихрей (фиг.2) после аппроксимации принималась равной 1,6 от диаметра НВ (1,6Д). Передние части концевых вихрей, несколько размытые в результате взаимодействия между собой после отделения от продольных вихрей, принимались прямолинейными и симметричными относительно оси X, так же как и задние части концевых вихрей. Затем для оценки индуктивных скоростей производят расчет в земных координатах по формуле Био-Савара в заданных точках, приведенной в формуле (3).

Пример.

Зафиксированное в аэродинамике явление влияния вихревого следа НВ на малых скоростях на местные воздушные скорости вблизи его лопастей определяют с помощью расчета индуктивных скоростей и особенно на предпосадочных маневрах. В предварительных летных испытаниях измерителем малой скорости (ИМС) с ПВД на лопасти замеряли местные воздушные скорости вблизи НВ. По материалам визуализации концевых вихрей при горизонтальном торможении вертолета Ми-8 в оценочных расчетах использовали упрощенную вихревую модель, основу которой составляют два симметричных продольных вихря, замыкающихся видимыми концевыми вихрями, находящимися над лопастями (фиг.1 и 2). Продольные вихри дополняют не завязанные с ними передние и задние части концевых вихрей, которые совместно с передней частью продольных вихрей и создают суммарную горизонтальную составляющую индуктивной скорости вдоль оси X. Длина передней части продольных П-образных вихрей после аппроксимации принималась равной 1,6Д от диаметра НВ (фиг.2). Передние части концевых вихрей, несколько размытые в результате взаимодействия между собой после отделения от продольных вихрей, принимались прямолинейными и симметричными относительно оси X длиной 2,5 м, так же как и задние части концевых вихрей.

Определение суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей производится в земных координатах с использованием формулы Био-Савара в заданных точках вдоль оси Z в горизонтальной плоскости расположения ПВД измерителя малой скорости вертолета по формулам (1, 2 и 3). Определяют местную воздушную скорость V* с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z (фиг.3), по формуле

V * = V cos α 3,6 υ * , ( 4 )

где V - воздушная скорость вертолета, зафиксированная в полете, км/ч, α - угол атаки НВ.

Расчетное значение воздушной скорости в месте расположения ПВД на лопасти НВ по оси Z удовлетворительно согласуется с ее значением, замеренным ИМС Vимс в летных испытаниях - (12) (фиг. 4), что свидетельствует о приемлемой точности расчетов суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей.

Предлагаемый способ определения горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета позволяет существенно повысить точность определения индуктивных скоростей и уточнить методику аэродинамических расчетов вертолетов.

1. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, содержащий предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение угла атаки НВ, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, отличающийся тем, что определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ, визуализированные дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей по формуле
Г о = С т ω R 2 ( 1 r ¯ x ) / 2 V ¯ x c н ,   м 2 / с , ( 1 )
где Ст - коэффициент тяги НВ;
ω - угловая скорость вращения НВ;
R - радиус несущего винта;
r ¯ x = r x / R - относительный радиус, характеризующий величину поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего воздушного потока;
V ¯ x с н = V x c н / ω R - относительная скорость сноса концевых вихрей, находящихся над лопастями НВ вдоль оси X;
Vxсн - скорость сноса концевых вихрей, м/с,
затем определяют циркуляцию концевых вихрей по формуле
Г в = С т ω R 2 π / K ,   м 2 / с , ( 2 )
где Гв - циркуляция концевых вихрей;
К - количество лопастей,
производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках по формуле
υ * = Г о 4 π r o ( Z 01 r 0 2 + Z 01 2 Z 02 r 0 2 + Z 02 2 ) sin ϕ 0 + i = 1 n Г в 4 π r i ( Z i 1 r i 2 + Z i 1 2 Z i 2 r i 2 + Z i 2 2 ) sin ϕ i ( 3 )
где υ* - суммарная горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, передних и задних частей концевых вихрей, м/с,
υ * = υ 0 * + i = 1 n υ i * ,
n - количество концевых вихрей, учитываемых в расчете;
r0 - кратчайшее расстояние от точки расчета до передней части продольных вихрей, м;
ri - кратчайшее расстояние от точки расчета до принятого прямолинейным концевого вихря, м;
Z01 - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря, м;
Z02 - paccтoяниe от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до второго конца вихря, величина Z02 берется со знаком минус, когда концы вихря лежат по разные стороны от основания перпендикуляра;
Zi1 и Zi2 - расстояния от основания перпендикуляра до концов концевых вихрей аналогично Z01 и Z02, м;
φ0, φi - углы между перпендикуляром, опущенным из точки расчета на ось передней части продольного вихря или ось концевых вихрей, и горизонталью, град.

2. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета по п.1, отличающийся тем, что местную воздушную скорость V* определяют с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z по формуле
V * = V cos α 3,6 υ * ( 4 )
где V - воздушная скорость вертолета, км/ч, зафиксированная в полете, α - угол атаки НВ.



 

Похожие патенты:

Вертолет // 2494924
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с кабиной, средствами взлета и посадки, органами управления и силовую установку с несущим и толкающим винтами.

Изобретение относится к средствам профилактики образования и удаления сосулек с крыш зданий. .

Вертолет // 2459745
Изобретение относится к авиации и может быть использовано для прокладки дорог в труднодоступной горной местности. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к малоразмерным беспилотным летательным аппаратам вертикального взлета и посадки (МБЛА ВВП). .

Вертолет // 2452659
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции вертолетов с одним несущим винтом и маршевыми двигателями. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего винта винтокрылого летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции опоры крепления главного редуктора с несущим винтом для вертолета. .

Изобретение относится к устройствам, используемым для удаления ледяных сосулек. .

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при создании вертолетов с соосным расположением винтов. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции дверей летательных аппаратов. Воздушное судно (1), способное выполнять полет в режиме зависания, содержит фюзеляж (2), который имеет носовую часть (3), хвостовую секцию (11) на противоположном конце по отношению к носовой части (3), и кабину (8), расположенную между носовой частью (3) и хвостовой секцией (11). Кабина (8) снабжена погрузочным проемом (20) на противоположном конце по отношению к носовой части (3) и первой створкой (26), которая может перемещаться между закрытым положением, в котором она закрывает, по меньшей мере, один сегмент (28) погрузочного проема (20), и открытым положением, в котором она обеспечивает свободный доступ к сегменту (28) погрузочного проема (20). Первая створка (26), перемещаясь в направлении от хвостовой секции (11) к носовой части (3), в открытом положении находится по другую сторону первой кромки (21) погрузочного проема (20) по отношению ко второй кромке (22) погрузочного проема (20), которая расположена напротив первой кромки (21). Освобождается погрузочная площадка перед погрузочным проемом и обеспечивается погрузка при работающем несущем винте. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Винт (4) вертолета (1) включает в себя вал (10) трансмиссии, вращающийся вокруг первой оси (В), ступицу (11), функционально соединенную с валом (10) трансмиссии под фиксированным углом по отношению к первой оси (В) и с возможностью вращения вокруг второй оси (С), поперечной по отношению к первой оси (В), и две лопасти (12), присоединенные к ступице (11) под фиксированным углом по отношению к первой и второй осям (В, С) и с возможностью вращения вокруг третьей оси (D). Винт (4) включает в себя также опорные средства (50) для поддержки лопастей (12) относительно ступицы (11) с возможностью вращения вокруг третьих осей (D). Опорные средства (50) имеют, по меньшей мере, один опорный элемент (60), выполненный, по меньшей мере, частично из эластомерного материала и расположенный между первой поверхностью (44) и второй поверхностью (24), выполненными как одно целое, соответственно, с лопастью (12) и со ступицей (11). Опорный элемент (60) в процессе эксплуатации деформируется, допуская вращение лопасти (12) относительно ступицы (11) вокруг третьей оси (D). Обеспечивается высокая функциональная надежность, снижение вибраций и шума. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.

Вертолет // 2499735
Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам крепления трансмиссий вертолетов. Вертолет (1) имеет несущий винт (3), фюзеляж (2) и трансмиссию (7), функционально соединенную с несущим винтом. Вертолет (1) содержит несущую конструкцию (14), поддерживающую, по меньшей мере, трансмиссию (7), соединительные средства (20), содержащие первый соединительный элемент (21) и по меньшей мере один второй соединительный элемент (31, 32, 33, 34), присоединенные, соответственно, к несущей конструкции (14) и к фюзеляжу (2). Соединительные средства (20) снабжены эластичными средствами (41), которые расположены между первым и вторым соединительными элементами (21, 31, 32, 33, 34). Первый соединительный элемент (21) имеет фланец (22), соединенный с несущей конструкцией (14), в котором выполнено отверстие с осью, проходящей поперек продольной оси фюзеляжа, и первую и вторую удлиненные секции (23, 24), которые отходят от соответствующих участков фланца (22) в противоположные стороны. Удлиненные секции (23, 24) имеют V-образную форму и содержат по две боковые стенки. Достигается возможность ограничить до минимума передачу вибраций и шума в кабину вертолета. 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к винтовым движителям транспортных средств. Движитель состоит из воздушного винта и центробежного устройства, установленного соосно с воздушным винтом в его центральной части с возможностью поперечного взаимодействия их выходных воздушных потоков. Повышается эффективность работы винтового движителя. 8 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу. Вертолет-самолет выполнен по конструктивно-силовой двухфюзеляжной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих поворотных винтов по схеме 1+2. Плоскость вращения лопастей переднего большего винта при создании им вертикальной тяги расположена в межфюзеляжном пространстве, ограниченном внутренними бортами фюзеляжей, задней и передней кромками. Система трансмиссии включает кормовые редукторы двух меньших поворотных винтов и центральный Т-образный в плане главный редуктор. Достигается повышение весовой отдачи и улучшение взлетно-посадочных характеристик при коротком взлете и посадке. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам машущего полета и конструкциям махолетов. Способ машущего полета летательного аппарата основан на вращательном машущем движении пары плоскостей, создающих подъемную силу при движении из верхней в нижнюю точку вращения. Достигнув нижней точки вращения, плоскости перемещают внутри механизмов вращения линейно вертикально вверх в исходную точку вращения, не препятствуя образованию подъемной силы. Летательный аппарат состоит из фюзеляжа с посадочным шасси и двигателем с редукторами, обеспечивающими синхронизированное противоположно вращательное движение осей механизмов вращения с установленными несущими плоскостями. В механизмы вращения для изменения угла атаки встроены элементы наклона плоскостей, вращающихся в вертикальной плоскости так, что часть цикла плоскости при движении вниз повернуты горизонтально или под углом атаки и образуют подъемную силу, а в оставшуюся часть цикла несущие плоскости перемещаются приводами внутри механизмов вращения по соответствующим направляющим в противоположное верхнее положение. Обеспечивается повышение скорости полета при сохранении высокой маневренности. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к вертолетостроению. Несущий винт вертолета содержит втулку винта, сбалансированные и совмещенные на одной оси одним из двух своих концов несколько лопастей с рабочими аэродинамическими поверхностями, имеющими по диаметру винта передние и задние кромки. На нижних рабочих аэродинамических поверхностях лопастей несущего винта установлены тонкие перегородки высотой в диапазоне от 5 до 15 мм вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим i-той перегородке в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта DHB , с шагом в диапазоне от 0,03 до 0,1 DHB . Изобретение направлено на увеличение аэродинамической подъемной силы жесткого несущего винта и повышение топливной эффективности вертолета. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом. Крутящий момент несущего винта получен турбиной привода винта из другой части кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором с забором воздуха из центральной менее активной зоны винта или за пределами его зоны действия. Регулирование компенсирующего крутящего момента производится изменением равнодействующей сил тяг реактивных струй при противодействии друг с другом без изменения повышенной реакции опорного потока на винт, его создающий, или степенью перераспределения разделяемого кинетического потока двигателя между собой путем возможности его преобразования в реактивные струи в обход турбины привода несущего винта с сохранением неизменяемой силы тяги несущего винта. Достигается увеличение подъемной силы винта. 6 ил.

Изобретение относится к судостроению, а именно к подруливающим устройствам судов. Подруливающее устройство содержит два винта, установленные в гондоле на стойке обтекателей в сквозном канале, и приводной двигатель, а также снабжено дополнительными стойками, расположенными на обтекателях по краям гондолы. Достигается повышение эффективности работы в проточной части подруливающего устройства, увеличение КПД устройства, уменьшение расхода энергии, затрачиваемой на приведение в движение винтов подруливающего устройства. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции хвостовых винтов вертолетов. Хвостовой винт (12) вертолета (10) имеет привод (1), содержащий электрическую машину с поперечным магнитным потоком с возбуждением от постоянных магнитов с дуплексным расположением статоров. Между двумя статорами (4), каждый из которых имеет систему (8) кольцевых обмоток, расположен дисковый ротор (5), который имеет постоянные магниты (15) и на наружной окружности которого расположены лопасти (14) хвостового винта (12). Каждая система (8) кольцевых обмоток расположена концентрично вокруг оси (17) хвостового винта (12), так что кольцевые обмотки системы (8) кольцевых обмоток расположены относительно оси радиально друг над другом. Ротор через радиальный подшипник опирается на ось (17). Постоянные магниты (15) являются слоистыми. Системы (8) кольцевых обмоток охлаждаются маслом, при этом система (8) кольцевых обмоток каждого статора (4) находится в масляной ванне. Достигается уменьшение удельного веса вертолета при одновременном упрощении конструкции хвостового винта. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх