Несущий винт вертолета



Несущий винт вертолета
Несущий винт вертолета

 


Владельцы патента RU 2506202:

Носачев Леонид Васильевич (RU)

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 вертолетостроению, а именно к конструкции несущего винта вертолета.

Для снижения шума, вибраций и улучшения аэродинамических характеристик несущих винтов разрабатывают винты с активной круткой лопастей (см. например, Aerodynamic Design Study of an Advanced Active Twist Rotor. Martin K. Sekula, Matthew L. Wilbur, William T. Yeager, US Army Vehicle Technology Directorate, NASA Langley Research Center, Hampton VA 2368).

Известен несущий винт вертолета с изменяемой геометрией лопастей (патент RU №2171207, МПК В64С 27/32, 11/28, 1996), содержащий втулку винта, установленную на валу, и лопасти с поворотными консолями, имеющими аэродинамические шайбы-компенсаторы.

Недостатком известного несущего винта вертолета с изменяемой геометрией лопастей является сложная и перетяжеленная система управления поворотными консолями несущего винта.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому несущему винту вертолета является принятый за прототип несущий винт вертолета (патент RU №2229422, МПК В64С, 27/32, 27/46, 11/16, 2001), содержащий втулку винта и сбалансированные лопасти, совмещенные на одной оси одним из двух своих концов и имеющие по диаметру винта концевые гребни, загнутые в сторону нижних рабочих поверхностей лопастей винта, передние и задние кромки.

Недостатком известного несущего винта является заниженная аэродинамическая подъемная сила лопастей несущего винта.

Задачей заявленного изобретения является повышение аэродинамической подъемной силы лопастей несущего винта вертолета.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении летно-технических характеристик вертолета.

Решение поставленной задачи и технический результат достигается тем, что в несущем винте вертолета, содержащем 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 нижней рабочей аэродинамической поверхности каждой лопасти несущего винта установлены тонкие перегородки высотой в диапазоне от 5 до 15 мм. Тонкие перегородки установлены под прямым углом к нижней рабочей аэродинамической поверхности вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим установке каждой перегородки в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта DHB с шагом установки в диапазоне от 0,03 до 0,1 DHB

На фиг.1 представлен вид двухлопастного несущего винта сверху. На фиг.2 показан вид по стрелке А.

Несущий винт вертолета содержит втулку винта 1, лопасти 2 с нижними рабочими аэродинамическими поверхностями 3 и верхними рабочими аэродинамическими поверхностями 4, переднюю кромку 5 и заднюю кромку 6. На нижних рабочих аэродинамических поверхностях 3 под углом к ним 90° установлены с определенным шагом вдоль лопастей 2 тонкие перегородки 7 высотой в диапазоне от 5 до 15 мм. Тонкие перегородки 7 установлены вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим i-той перегородке 7 в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта DHB , с шагом в диапазоне от 0,03 до 0,1 DHB.

Заявленный несущий винт вертолета работает следующим образом. На режимах набора высоты, висения и горизонтального полета тягу несущий винт создает, отбрасывая воздух вдоль оси вращения. Вместе с тем под действием центробежных сил несущий винт создает также течение воздуха вдоль лопастей. С ростом продольной скорости этого течения воздуха падает локальное давление. Если течение воздуха вдоль лопастей с нижних рабочих аэродинамических поверхностей 3 затормозить и повысить локальное давление, то возрастет разность давлений на нижних и верхних рабочих аэродинамических поверхностях 3 и 4, что приведет к появлению дополнительной аэродинамической подъемной силы на лопастях 2 несущего винта. Торможение воздушного потока на нижних рабочих аэродинамических поверхностях 3 осуществляют с помощью препятствий в виде тонких перегородок высотой в диапазоне от 5 до 15 мм, установленных на нижних рабочих аэродинамических поверхностях 3 под прямым углом к ним вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим i-той перегородке 7 в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта DHB, с шагом в диапазоне от 0,03 до 0,1 DHB

Полезность заявленного устройства заключается в увеличении аэродинамической подъемной силы несущего винта вертолета примерно на 8÷10% практически без увеличения мощности силовой установки вертолета.

Несущий винт вертолета, содержащий 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, отличающийся тем, что на нижней рабочей аэродинамической поверхности каждой лопасти несущего винта установлены к ней под прямым углом тонкие перегородки вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим каждой перегородке в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта Dнв,с шагом установки в диапазоне от 0,03 до 0,1 Dнв и высотой в диапазоне от 5 до 15 мм.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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).

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).

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.

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. .

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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его частоты вращения. Для каждой программы регулирования измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. В регуляторе двигателя происходит переключение программы в зависимости от режима полета. Достигается снижение расхода топлива, увеличение дальности и продолжительности полета. 2 ил., 1табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, стабилизатор, киль, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, консоли, установленные вблизи центра тяжести по обе стороны от фюзеляжа, обтекатели, колонки, роторы с лопастями, автоматы перекоса, средства управления автоматами перекоса. Консоли соединены с фюзеляжем посредством шарниров, обеспечивающих возможность изменения угла поворота в диапазоне от 100 до -10 градусов относительно горизонта независимо друг от друга. Колонки жестко соединены с консолями и закрыты обтекателями. Роторы содержат лопасти с реактивными двигателями, соединенные с колонками посредством торсионов, закрепленных на свободно вращающихся валах колонок в подшипниках. Реактивные двигатели расположены в консольной части лопастей и имеют сопла, ориентированные в сторону задней кромки лопастей. Достигается возможность управления конвертопланом исключительно посредством автоматов перекоса. 21 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Хвостовое оперение вертолета содержит фенестрон с многолопастным винтом (4) с лопастями (3) и при необходимости вертикальные кили (1.2). Выпрямляющие поток статоры (5) неподвижных лопаток расположены в звездообразной конфигурации параллельно плоскости винта далее по ходу по отношению к винту (4). Кольцо (2.1) фенестрона заключено в композитную конструкцию из внешнего защищающего от эрозии поверхностного слоя (7.1, 8.1), выполненного из твердого пластика или пластикового композитного материала, и по меньшей мере одного последующего слоя (7.2, 8.2) из эластомерного демпфирующего материала. Кольцо фенестрона поочередно содержит два слоя твердого пластика и два слоя эластомерного демпфирующего элемента. Достигается снижение уровня шума хвостового оперения. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система моделирования в реальном времени окружения двигателя летательного аппарата содержит цифровое вычислительное устройство, устройство моделирования в реальном времени части окружения двигателя и летательного аппарата. Цифровое вычислительное устройство содержит вход приема данных датчиков или летательного аппарата, выход, связанный с приводами двигателя или летательного аппарата, модуль регулирования, модуль выбора. Устройство моделирования содержит цифровые вход и выход, модуль контроля, соединенные определенным образом. Обеспечивается режим моделирования в реальном времени окружения двигателя и летательного аппарата с возможностью его отключения во время полета. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх