Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации реактивного момента несущего винта. Способ заключается в использовании выхлопной струи газотурбинных двигателей, которая направляется в хвостовую балку и усиливается в соответствии с эффектом Бернулли благодаря расположенным у основания балки отверстиям воздухозаборников. Далее, проходя через хвостовую балку, поток газов направляется к цельноповоротному килю, расположенному в конце балки. Достигается повышение надежности управления вертолетом. 2 ил.
Изобретение относится к вертолетной технике, а именно к способу управления вертолета, не используя хвостовой винт.
Известен способ управления вертолета и стабилизации реактивного момента с помощью хвостового винта (Кн У. Джонсон «Теория вертолета»), основное назначение которого состоит в том, что он гасит реактивный момент, который стремится развернуть вертолет в сторону, противоположную вращению несущего винта. Вторая функция хвостового винта - путевое управление вертолетом, это достигается путем изменения установочных углов лопастей хвостового винта. Подобное решение требует использования большого числа подвижных деталей, что приводит к усложнению конструкции, увеличению цены и снижению надежности.
Наиболее близким аналогом является система без хвостового винта «NOTAR» (патент US №4948068), состоит из вентилятора, установленного в хвостовой части фюзеляжа, и системы воздушных сопел на хвостовой балке. Сопла в корневой части балки воздействуют на пограничный слой, вследствие чего возникает эффект Коанды - поток воздуха от несущего винта изменяет свое направление, отклоняясь в сторону. Этим компенсируется реактивный момент. В конце балки установлено управляемое реактивное воздушное сопло, применяемое для непосредственного управления по рысканью. Недостатком данного способа является наличие вентилятора в хвостовой части фюзеляжа.
Целью изобретения является упрощение, удешевление и повышение надежности конструкции вертолета. На фиг.1 и фиг.2 показано, что вместо хвостового винта используют струю выхлопных газов двигателей, поступающую в хвостовую балку (1) через общее сопло (3), расположенное в основании хвостовой балки вертолета. Также на самой балке у основания имеются отверстия-воздухозаборники (2), что позволяет использовать такое физическое явление как эффект Бернулли для увеличения потока газов. То есть поток выхлопных газов поступает из сопла с меньшим диаметром в хвостовую балку с большим поперечным сечением, проходя мимо отверстий, поток увлекает за собой газ из окружающей среды. Далее через хвостовую балку выхлопные газы (5) попадают на цельноповоротный киль (4), расположенный в конце хвостовой балки, поворотами которого можно управлять вращением вертолета и гасить реактивный момент.
Описание чертежей:
Фиг.1 - общий вид хвостовой балки.
Фиг.2 - хвостовая балка в продольном разрезе.
Подобное техническое решение позволяет исключить технически сложный хвостовой винт и редуктор этого винта, что дает более надежный способ управления вертолетом.
При осуществлении изобретения необходимо учитывать температуру струи выхлопных газов. Следует использовать термостойкие материалы в конструкции хвостовой балки и для цельноповоротного киля, так как использование воздухозаборников неполностью решают проблему высокой температуры.
Способ управления вертолетом и стабилизации реактивного момент без хвостового винта, отличающийся тем, что с целью достижения эффекта используют выхлопную струю газотурбинных двигателей, проходящую через хвостовую балку вертолета, струя усиливается благодаря отверстиям, расположенным у основания хвостовой балки (эффект Бернулли), и направляется на цельноповоротный киль, установленный в конце балки.
Похожие патенты:
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.
Изобретение относится к вертолетостроению, в частности к конструкции фюзеляжа вертолета одновинтовой схемы. .
Изобретение относится к вертолетостроению, в частности к конструкции механизма противовращения вертолета. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к системе приводов несущих винтов летательного аппарата. .
Изобретение относится к вертолетостроению. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к вертолетам с одним несущим винтом. .
Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта.
Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта.
Изобретение относится к авиации, в частности, к вертолетам, и может быть использовано для создания систем путевого управления вертолетов. .
Изобретение относится к области авиации, а именно к устройствам компенсации реактивного момента несущего винта вертолета. .
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкциям рулевых винтов, служащих для компенсации реактивного момента несущего винта и путевого управления вертолетом. Рулевой винт вертолета, установленный в туннеле, имеющем профилированную входную, цилиндрическую и выходную части, состоит из статора, внутри которого закреплен редуктор с входным валом и выходным валом, на котором установлена втулка с закрепленными на ней лопастями, неподвижных лопаток спрямляющего аппарата, установленных наклонно к поверхности туннеля и закрепленных одним концом на поверхности цилиндрической части туннеля, а другим на статоре. Рулевой винт содержит двенадцать лопастей, установленных в два ряда. Второй ряд лопастей расположен в цилиндрической части туннеля. Расстояние между рядами 0,08-0,20 радиуса рулевого винта, при этом угловые расстояния между ближайшими лопастями в общей для двух рядов последовательности лопастей в каждой из последовательных по вращению трех пар лопастей соотносятся как 3:5:7, а количество лопастей в каждом ряду четное и установлены они диаметрально противоположно. Опоры лопаток спрямляющего аппарата на цилиндрической поверхности туннеля расположены симметрично относительно оси входного вала, а крепление каждой из лопаток к статору смещено по отношению крепления той же лопатки к поверхности туннеля в направлении по часовой стрелке со стороны профилированной входной части туннеля. Достигается снижение акустического излучения рулевого винта с минимально возможным уровнем вибраций при одновременном повышении его аэродинамического качества. 4 ил.
Вертолет содержит хвостовую часть (1) с поперечным каналом (6) и ведущим валом (23) внутри обтекателя (14) ведущего вала для устройства (2) противодействия крутящему моменту. Устройство (2) включает в себя ротор и статор, установленный со сдвигом вдоль оси ротора, ведущий вал (23), управляющий стержень (24) для управления углами шага лопастей (13). Ротор включает в себя втулку (12) и лопасти (13). Лопасти (13) ротора имеют модулированное угловое распределение вокруг упомянутой оси ротора. Статор включает в себя множество лопаток (16, 17), причем упомянутые лопатки (16, 17) статора модулированы по углу так, что взаимное влияние между лопастями (13) ротора и лопатками (16, 17) статора ограничено посредством исключения того, что любая угловая разница между двумя лопастями (13) ротора соответствует любой из угловых разниц между двумя лопатками (16, 17) статора или между любой из лопаток (16, 17) статора и обтекателем (14) ведущего вала. Ротор вращается вокруг оси, наклоненной в диапазоне от -20° до +45° вокруг оси (18) вращения, параллельно сдвинутой относительно продольной оси вертолета или ведущего вала. Максимизированное расстояние для любых точек (21) на задних кромках (30) лопаток (16, 17) статора определено шириной кожуха (3), а именно упомянутые задние кромки (30) лопаток (16, 17) статора ограничены внутри силуэта, образованного упомянутым кожухом (3). Достигается улучшение шумовых характеристик вертолета. 14 з.п. ф-лы, 6 ил.
Вертолет содержит фюзеляж, несущий винт, рулевой винт с управлением общим и циклическим шагом, силовую установку, элементы трансмиссии и систему управления. Вал рулевого винта установлен под постоянным углом в горизонтальной плоскости вертолета в диапазоне 50-70 градусов относительно продольной оси вертолета, а механизм управления циклическим шагом рулевого винта выполнен в виде автомата перекоса с управлением по одному каналу с отклонением его кольца на угол, обеспечивающий дополнительное увеличение или уменьшение пропульсивной составляющей вектора тяги рулевого винта. Способ управления одновинтовым вертолетом с использованием рулевого винта для создания дополнительной пропульсивной силы включает установку винта под постоянным заданным углом в горизонтальной плоскости вертолета, значение которого выбирают в диапазоне 50-70 градусов относительно продольной оси вертолета. Управление циклическим шагом рулевого винта осуществляют с помощью автомата перекоса по одному каналу путем отклонения его кольца в обоих направлениях относительно оси вала рулевого винта, соответствующего дополнительному повороту вектора тяги на углы не более 10 градусов. Достигается упрощение перехода с режима висения или малых скоростей на скоростной режим полета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам компенсации создаваемого несущим винтом вертолета крутящего момента. Устройство для компенсации крутящего момента предусмотрено для вертолета (100), главный винт (110) которого вращается при работе вокруг оси (RH) вращения и за счет этого создает крутящий момент, который действует на фюзеляж (120) вертолета (100). Устройство содержит диаметральный вентилятор (200) с корпусом (210) и установленным в корпусе (210) ротором (220), при этом диаметральный вентилятор расположен на консоли (130) вертолета (100) так, что он при работе имеет действие тяги (F), которая компенсирует крутящий момент главного винта. При работе вентилятора направление тяги ориентировано перпендикулярно оси (RH) вращения несущего винта (110) и продольной оси консоли (130). Способ компенсации крутящего момента вертолета (100) включает установку на хвостовой консоли (130) диаметрального вентилятора (200), тяга которого компенсирует крутящий момент несущего винта (110). Достигается снижение веса вертолета и расхода энергии на компенсацию крутящего момента. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям хвостовых винтов вертолетов. Заключенный в обтекатель винт (10) для винтокрылого летательного аппарата содержит вращающийся узел, расположенный в канале для осуществления вращения вокруг оси (АХ1). Этот вращающийся узел (15) содержит множество лопастей (20), каждая из которых закреплена на втулке (16), при этом каждая лопасть (20) соответствует закону крутки, определяющему угол крутки, заключенный между нулем градусов включительно и 5 градусами включительно. Каждая лопасть (20) содержит по размаху первую зону (21), затем вторую зону (22), имеющую прямую стреловидность. Вторая зона содержит вторую заднюю кромку (30′′), расположенную ниже по потоку относительно первой задней кромки (30′) первой зоны (21). Каждая первая зона (21) содержит комель (24), соединенный с втулкой (16) при помощи устройства (40) крепления, содержащего подшипник (45) качения и конусный слоистый упор (50). Достигается возможность повышения прочности и большей линейности при работе винта. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
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.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов, выполненных по одновинтовой схеме без рулевого винта. Компенсатор реактивного момента несущего винта выполнен в виде ряда аэродинамических стабилизаторов, расположенных вертикально в зоне вращения несущего винта и выполненных с возможностью поворота при помощи проводки управления и продольных шарниров. Установленные на фюзеляже вертолета продольные шарниры связывают компенсатор с поперечными крыльями и хвостовыми стабилизаторами, которые соединены между собой аэродинамической решеткой из пересекающихся вертикальных полос желобкового профиля, ориентированных вогнутой стороной навстречу вращению несущего винта вертолета. Педали путевого управления и рычаг шаг-газ связаны через проводку управления автоматической гидросистемы с корпусными гидроцилиндрами и штоками подкосов поперечных крыльев. Достигается снижение веса и вибрации конструкции вертолета, повышение надежности управления и более рациональное использование мощности двигателей на создание подъемной силы несущего винта. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для создания вертолетов одновинтовой схемы без рулевого винта. Одновинтовой вертолет содержит фюзеляж, несущий винт, силовую установку с двигателями и главным редуктором. Вал несущего винта расположен наклонно относительно вертикали. Агрегаты силовой установки размещены на поворотной платформе. Поворотная платформа установлена на потолочной панели фюзеляжа с возможностью поворота относительно своей вертикальной оси и снабжена приводом, который содержит электродвигатель и самотормозящийся редуктор. При этом ось вращения поворотной платформы смещена относительно центра масс вертолета. Длина и угол наклона относительно вертикали вала несущего винта и смещение оси вращения поворотной платформы относительно центра масс выбраны из условия обеспечения компенсации реактивного момента несущего винта на фюзеляже. Угол поворота поворотной платформы зависит от режима полета. Достигается снижение затрат мощности основных двигателей на компенсацию реактивного момента несущего винта. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов, и к способам минимизации шума хвостового винта. Винтокрылый летательный аппарат (1) расположен вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1). Упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован, по меньшей мере, одним несущим винтом (5), вспомогательным винтом (10) и, по меньшей мере, одной аэродинамической поверхностью (25). Упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит блок (30) обработки, связанный со средством (35) перемещения, поворачивающим упомянутую аэродинамическую поверхность (25), при этом блок (30) обработки связан с первой системой (41) измерения текущего значения параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата и со второй системой (42) измерения текущего значения параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90) для регулирования угла поворота аэродинамической поверхности. Достигается возможность минимизации шума, производимого хвостовым винтом, и расхода топлива. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для вертолетов со струйной системой управления. Механизм управления створками трехстворчатого сопла с управляемым вектором тяги состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми створками, центральной качалки, связанной тягами с рычагами боковых створок. Центральная качалка связана зубчатой передачей с зубчатым сектором средней створки, причем передаточное отношение от средней створки к центральной качалке составляет 0.70-0.78. Плечи центральной качалки имеют длину 0.3-0.4 ширины входного сечения сопла и угол раскрытия плеч 140°-150°. Рычаги боковых створок имеют плечи длиной 0.3-0.35 и 0.4-0.45 ширины входного сечения сопла и углы заклинения 50°-55° и 55°-60° соответственно, а тяги рычагов боковых створок имеют длину 0.5-0.55 и 0.4-0.45 ширины входного сечения сопла. Достигается уменьшение потерь давления в сопле и соответственно повышение его эффективности, обеспечение необходимого для каждого режима полета соотношения боковой и пропульсивной сил. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
