Редуктор вертолёта соосной схемы



Редуктор вертолёта соосной схемы
Редуктор вертолёта соосной схемы

 


Владельцы патента RU 2541569:

Трубицин Андрей Михайлович (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий легких вертолетов соосной схемы. Редуктор вертолета соосной схемы содержит корпус, с установленными вертикально и коаксиально внутри него, с возможностью вращательного движения, пустотелые валы. На одном конце каждого вала закреплен несущий винт. Маслосборник расположен в камере корпуса и с помощью подшипников и конических зубчатых передач соединен со вторыми концами пустотелых валов верхнего и нижнего несущих винтов. При этом на валу верхнего несущего винта установлено насосное колесо с лопатками, выполненными на его внутренней поверхности под углом α относительно его радиуса, и оснащенное равномерно расположенными на нижней торцевой поверхности отверстиями, оси которых расположены параллельно оси насосного колеса. По внутренней поверхности маслосборника выполнены лопатки под углом β относительно его радиуса, противоположно направленные наклону лопаток упомянутого насосного колеса. Корпус камеры заполнен смазочным материалом и посредством канала, зазоров и калиброванных отверстий гидравлически связан с подшипниками и зубчатыми передачами. Достигается повышение надежности редуктора соосных винтов. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано в трансмиссиях, преимущественно легких вертолетов соосной схемы.

Известен редуктор вертолета соосной схемы Ка-26, содержащий два концентрично расположенных вала, соединенных с цилиндрическими зубчатыми колесами внешнего и внутреннего зацеплений, кинематически, посредством конических зубчатых передач и муфт, связанных с двигателями вертолета (Вахитов А.В. Вертолет Ка-26. - М.: Транспорт, 1973, с.58…65).

Однако, не смотря на то, что наличие шестеренчатого маслонасоса обеспечивает надежную смазку элементов редуктора под высоким давлением, известный редуктор имеет сложную конструкцию, требующую сложные уплотнения, что существенно снижает надежность устройства в целом.

Известен главный редуктор несущего винта, содержащий корпус, частично заполненный смазочным материалом, ведущий вал с конической шестерней, зацепленной с колесом вала несущего винта, а также крыльчатку с лопатками и направляющий аппарат (Патент №2474514 RU. Опубл. 10.02.2013 г.).

Однако в известном главном редукторе отсутствуют осевые отверстия в крыльчатке между валом и лопатками, что создает условия для масляного голодания и тепловых потерь, а также не обеспечивается подача масла к удаленным подшипникам колонки винта вертолета.

Известен главный редуктор вертолета соосной схемы, содержащий коническую передачу с шестерней, зацепленной с двумя коническими колесами, размещенными соосно друг другу и связанными с двумя цилиндрическими передачами, колеса которых соединены с двумя коаксиально и вертикально установленными валами несущих винтов (Патент №2059535 RU. Опубл. 10.05.1996 г.).

Однако известное изобретение отличается сложностью, большой массой, наличием большого количества высоконагруженных элементов кинематических пар, смазка которых осуществляется маслонасосом высокого давления.

Задачей изобретения является создание редуктора вертолета соосной схемы, обеспечивающего надежную работу зацеплений и подшипников за счет применения простой и надежной системы смазки в условиях непрерывной работы на летательном аппарате, и результатом которого является учет требуемых скоростей истечения и количества подаваемого смазочного материала.

Поставленная задача решается тем, что в редукторе вертолета соосной схемы, содержащем корпус, внутри которого вертикально и коаксиально расположены валы верхнего и нижнего винтов, выполненные пустотелыми и связанные с ними, а также с коническими зубчатыми колесами, образующими зацепления с конической шестерней, соединенной с цилиндрическим зубчатым колесом, зацепленным с ведущей цилиндрической шестерней, причем указанные валы установлены с возможностью вращательного движения относительно корпуса посредством подшипников, на вертикально размещенном валу верхнего несущего винта установлено насосное колесо с лопатками, выполненными на его нижней поверхности под углом относительно его радиуса и осевыми отверстиями, расположенными между его осью и названными лопатками, а также маслосборник с аналогичными наклонными относительно его радиуса в противоположную направлению наклона лопаток упомянутого насосного колеса сторону, лопатками, обращенными в сторону камеры корпуса, заполненной смазочным материалом, соединенной каналом с зазорами и калиброванными отверстиями, сообщающими подшипники и элементы зацеплений зубчатых передач с указанной камерой, кроме того, внутри вала верхнего несущего винта размещена гильза, образующая зазор между внутренней поверхностью упомянутых вала и гильзы, образующих канал слива отработанного масла в корпус редуктора.

Настоящее изобретение поясняют подробным описанием и чертежами, на которых:

Фиг.1 показывает разрез главного вида редуктор вертолета соосной схемы вертикальной плоскостью, согласно изобретению;

Фиг.2 иллюстрирует разрез редуктора плоскостью А-А (частично).

Двигатель 1 посредством муфты 2 соединен с валом и ведущей шестерней 3 (Фиг.1, 2). Ведущая шестерня 3 имеет возможность зацепления с зубчатым колесом 4, связанным с конической шестерней 5, размещенной на общем для нее и колеса 4 валу 6. Указанная коническая шестерня 5 образует зацепления с двумя коническими колесами 7, связанными, соответственно, с валом нижнего несущего винта (ННВ) 8 и валом верхнего несущего винта (ВНВ) 9. Валы ННВ 8 и ВНВ 9 имеют возможность опоры на подшипники 10, 11, 12, 13, 14 и 15, установленные в корпусе 16. В нижней части корпуса 16 размещен маслосборник 17 с лопатками, а на валу ВНВ 9 - связанное с ним насосное колесо 18 с отверстиями Б и лопатками, обращенными книзу (по чертежу). Лопатки маслосборника 17 и насосного колеса 18 имеют наклоны относительно радиуса на углы, соответственно, α и β. Под лопатками маслосборника 17 в корпусе 16 выполнена камера В. Камера В посредством канала Г гидравлически соединена с зазором Д через калиброванное отверстие Е с зазором Ж и, через калиброванное отверстие И, с полостью К, образованной между осевым отверстием вала ВНВ 9 и гильзой 19, причем названная полость посредством отверстия Л сообщается с внутренней полостью корпуса 16. Последний снабжен патрубком 20 с калиброванными отверстиями М, ориентированными вертикально. Корпус 16 редуктора заполнен смазочным маслом до уровня Н. Уплотнения 21, 22 и 23 предназначены для изоляции полостей и зазоров. Величины зазоров Д и К, а также диаметры калиброванных отверстий Е, И и Л установлены с учетом требуемых скоростей истечения Vi и количества подаваемого смазочного материала, при этом должно соблюдаться условие, охарактеризованное математическим выражением

G=1000 Ci Ai Vi,

где G - секундная производительность насосного колеса, л/с;

Ci - коэффициент гидравлического сопротивления конкретного участка;

Ai - сечение на срезе калиброванного отверстия (мм2);

Vi - скорость истечения (м/с);

Z - количество калиброванных отверстий.

Работает редуктор вертолета соосной схемы следующим образом.

Вращение вала двигателя 1 через муфту 2 передается коническим колесам 7 посредством шестерни 3, колеса 4 и конической шестерни 5.

Конические колеса 7 приводят в движение валы ННВ 8 и ВНВ 9 и связанное с валом ВНВ 9 насосное колесо 18. Масло, поступающее к его лопаткам через отверстия Б, поступает через лопатки маслосборника 17 в полость В под избыточным давлением, которое достаточно для перемещения масла по каналам Г к отверстиям М патрубка 20, к подшипнику 13 и далее через отверстие Е к подшипнику 15 и через отверстие И к полости К и далее, через отверстие Л сливается в корпус. Часть масла через зазор между корпусом 16 и валом ННВ 8 поступает к подшипнику 12.

Предложенная конструкция редуктора вертолета соосной схемы позволяет обеспечивать надежную работу зацеплений и подшипников за счет применения простой и надежной системы смазки в условиях непрерывной работы на летательном аппарате.

В предложенной конструкции все подшипники, обслуживающие вращательное движение валов ННВ и ВНВ, надежно их смазывают и охлаждают маслом, содержащимся в корпусе редуктора, что повышает надежность редуктора вертолета.

Кроме того, предложенное изобретение позволяет учитывать требуемые скорости истечения и количество подаваемого смазочного материала. Количество масла, подаваемого к подшипникам и в зону зацепления конических зубчатых передач, определяются величинами сечений зазоров Д и К и диаметрами отверстий Е, И и Л, подобранными в соответствии с требованиями.

Редуктор вертолета соосной схемы, содержащий корпус, внутри которого вертикально и коаксиально расположены валы верхнего и нижнего винтов, выполненные пустотелыми и связанные с ними, а также с коническими зубчатыми колесами, образующими зацепления с конической шестерней, соединенной с цилиндрическим зубчатым колесом, зацепленным с ведущей цилиндрической шестерней, причем указанные валы установлены с возможностью вращательного движения относительно корпуса посредством подшипников, отличающийся тем, что на вертикально размещенном валу верхнего несущего винта установлено насосное колесо с лопатками, выполненными на его нижней поверхности под углом относительно его радиуса и осевыми отверстиями, расположенными между его осью и названными лопатками, а также маслосборник с аналогичными наклонными относительно его радиуса в противоположную направлению наклона лопаток упомянутого насосного колеса сторону, лопатками, обращенными в сторону камеры корпуса, заполненной смазочным материалом, соединенной каналом с зазорами и калиброванными отверстиями, сообщающими подшипники и элементы зацеплений зубчатых передач с указанной камерой, кроме того, внутри вала верхнего несущего винта размещена гильза, образующая зазор между внутренней поверхностью упомянутых вала и гильзы, образующих канал слива отработанного масла в корпус редуктора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением.

Изобретение относится к машиностроению и может найти применение в транспортных средствах, движителем которых является воздушный винт. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике и решает задачу упрощения конструкции главного редуктора вертолета, повышения надежности и увеличения ресурса его работы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Редуктор вертолета содержит корпус, в котором размещены конические зубчатые колеса, связанные с валами несущих винтов вертолета, коническая шестерня, образующая зацепления с вышеуказанными коническими зубчатыми колесами валов винтов и связанная с валом, установленным на конических подшипниках качения и с размещенным на этом валу зубчатым колесом.

Изобретение относится к многопоточному редуктору, в частности к редуктору с разделением потока крутящего момента на множество потоков для летательного аппарата, предпочтительно в варианте одновинтового винтокрылого летательного аппарата большой грузоподъемности.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к редукторам вертолетов. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к редукторам вертолетов. .

Изобретение относится к конструкциям главного редуктора вертолета с приводом от двух и более двигателей. .

Изобретение относится к узлам планетарной зубчатой передачи, в частности к узлам планетарной зубчатой передачи с многоуровневой ступенчатой компоновкой сателлитов для трансмиссии вертолета.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается выполнения редуктора привода несущего винта вертолета. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления летательными аппаратами. Способ помощи пилоту однодвигательного винтокрылого летательного аппарата (1) на этапе полета в режиме авторотации включает мониторинг работы во время полета теплового двигателя (13), чтобы определить его отказ, в частности, через падение мощности на указанном несущем винте (2), и затем, когда определен отказ указанного теплового двигателя (13), управляют электрической машиной (12) на подачу вспомогательной мощности We на указанный несущий винт (2), чтобы помочь, таким образом, пилоту указанного летательного аппарата (1) управлять указанным летательным аппаратом (1) на этапе полета в режиме авторотации вследствие указанного отказа. Летательный аппарат (1) содержит гибридную силовую установку, снабженную тепловым двигателем (13), электрической машиной (12) и главным редуктором (11), средство накопления (14) электроэнергии и несущий винт (2), механически связанный с указанной гибридной силовой установкой (5), устройство помощи пилоту (10), средство управления (15) электрической машиной, снабженное памятью (16). Достигается возможность перехода на этап полета в режиме авторотации и осуществления посадки при работе несущего винта в указанном режиме. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Трансмиссия вертолета, содержит двигатель, посредством муфты своим валом соединенный с ведущим валом редуктора, кинематически связанным с валом несущего винта вертолета, со ступицей винта, несущей шарнирно связанные с ней лопасти с комлями, снабженными поводками для связи с автоматом перекоса. Вал двигателя соединен с полумуфтой, имеющей пазы, выполненные с криволинейными стенками и расположенные параллельно ее оси, в которые входят пакеты из плоских пружин, связанные с ведомой полумуфтой. Полумуфта соединена с возможностью свободного относительного вращения с ведущим валом редуктора, соединенным с барабаном храповым колесом. Зубья храпового колеса расположены с возможностью зацепления с зубьями на буксе, связанной с ведомой полумуфтой цилиндрическим шлицевым соединением и имеющей проточку. На внешней поверхности расположено водило с осевыми пазами, в которых размещены соответствующие зубья буксы. Водило имеет внутренний пустотелый цилиндрический выступ, наружная поверхность которого оснащена кольцевым гребнем. На наружной поверхности расположены колодки с проточками для гребня, снабженные осевыми пазами, имеющие возможность контакта с зубьями вилки. Между зубьями вилки и пазами колодок установлены пружины дугообразной формы. Между водилом и буксой установлены пружины, имеющие возможность опоры на соответствующие торцы водила и буксы. Достигается повышение надежности трансмиссии вертолета в периоды неустановившегося движения и в случае полета в режиме авторотации при отказе двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к невращающемуся универсальному шарниру, предназначенному для соединения корпусов двигателя и редуктора вертолета. Невращающийся универсальный шарнир (10) для привода вертолета имеет крестовину, определяемую кольцом (30), которое имеет четыре соединительные части (31), разнесенные на 90° друг от друга, и взаимодействующие с соответствующими вильчатыми элементами (15), образующими концы соответствующих консолей (14) двух соединительных элементов (11, 12), которые при использовании зафиксированы относительно корпуса (6) двигателя (2) и корпуса (7) редуктора (3). Каждый вильчатый элемент (15) и соответствующая соединительная часть (31) имеют соответствующие сквозные отверстия (19, 20, 32), которые коаксиальны друг с другом и в которые входит винт (34). Демпфирующие элементы (55) расположены между соединительными частями (31) кольца (30) и стержнями (39) винтов (34) и между соединительными частями (31) кольца (30) и вильчатыми элементами (15). Технический результат: уменьшение износа, вызываемого фреттинг-коррозией и ударной нагрузкой, и уменьшение массы невращающегося универсального шарнира простым способом, который предпочтительно легко устанавливать между двигателем и редуктором вертолета. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) оснащен вращающейся несущей поверхностью (2) и газотурбинными двигателями (11, 12, 13) для приведения в движение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2). Летательный аппарат содержит два идентичных основных газотурбинных двигателя (11, 12), каждый из которых может работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с основной мощностью (PMD, PIU), и вспомогательный газотурбинный двигатель (13), который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность (PMD', PIU'), пропорциональную соответствующей основной мощности (PMD, PIU) с коэффициентом пропорциональности (k), меньшим или равным 0,5. При этом упомянутый летательный аппарат имеет систему (20) управления для приведения в действие вращающейся несущей поверхности за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя (11, 12) во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя (13), по меньшей мере, во время одной заранее определенной специфической фазы. Достигается снижение удельного расхода топлива при крейсерском полете. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх