Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолёта



Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолёта
Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолёта

 


Владельцы патента RU 2577932:

Шпади Андрей Леонидович (RU)

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 в скоростных вертолетах, выполненных по одновинтовой схеме без рулевого винта.

Известна система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную килевую балку, установленную на конце хвостовой балки под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, хвостовую балку с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующей реактивному моменту. Хвостовая балка выполнена с переменным профилем поперечного сечения и имеет винтообразную форму с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения. Центры поворота профилей поперечных сечений вдоль хвостовой балки расположены на прямой, проходящей через центр радиуса закругления сечения в начале хвостовой балки. На хвосте аэродинамического профиля вдоль хвостовой балки установлен аэродинамический щиток с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля сечения хвостовой балки (патент РФ №2245821).

Такая система обеспечивает частичную компенсацию реактивного момента несущего винта, повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета, увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха, но не исключает необходимости в использовании хвостового винта и не упрощает конструкцию одновинтового вертолета.

Известен также каскадно-стабилизированный вертолет, выполненный по одновинтовой схеме, причем роль рулевого винта выполняют стабилизаторы, расположенные вертикально в зоне вращения несущего винта. Стабилизаторы установлены на поперечной балке, которая установлена на конце хвостовой балки вертолета. При этом они имеют возможность поворачиваться вокруг продольной оси поперечной балки с помощью проводки управления и шарнира. Хвостовая балка имеет возможность менять свое положение относительно несущего винта с помощью проводка управления и другого шарнира. Поперечное сечение хвостовой балки выполнено в виде крыла. (патент РФ №2266237).

Известный вертолет не имеет хвостового винта, но на режиме косой обдувки будет вести себя не устойчиво при путевом управлении и потери мощности при этом будут значительно выше, чем у обычного вертолета с активной компенсацией реактивного момента. Особенно под влиянием экранного эффекта поверхности земли при около нулевой скорости полета, когда расстояние до земли будет небольшим относительно вертикальной высоты стабилизаторов, что нарушит циркуляцию воздушного потока вокруг стабилизаторов и может привести к возникновению «вихревого кольца», приводящего к «жесткой посадке» вертолета.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в упрощении конструкции, снижении массы вертолета и мощности двигателей для обеспечения надежного управления вертолетом без рулевого винта.

Поставленная задача решается, заменой подвижного рулевого винта пассивным компенсатором реактивного момента с решетчатыми поликрыльями, состоящими из комплекта аэродинамических стабилизаторов, расположенных вертикально в зоне вращения несущего винта с возможностью поворота при помощи проводки управления и продольных шарниров. Установленные на фюзеляже вертолета продольные шарниры, связывают его 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, у которого педали путевого управления и рычаг шаг-газ связаны через проводку управления автоматической гидросистемы с фюзеляжными гидроцилиндрами и штоками подкосов поперечных крыльев.

Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности "новизна".

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипов признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата.

Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень", так как в отличие от существующего прототипа, предлагаемая конструкция имеет два решетчатых крыла, закрепленных на продольных шарнирах, положение которых синхронизировано с педалями путевого управления и рычага шаг-газ, что играет существенную роль в решении поставленной задачи.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на Фиг. 1 показана горизонтальная проекция вертолета с предлагаемым компенсатором, на Фиг. 2 - вертикальный план поля скоростей и линий воздушного потока виртуальных испытаний его упрощенной математической модели.

Для улучшения летно-технических характеристик вертолета 1 предлагается новая конструкция компенсатора реактивного момента несущего винта 2 вертолета, выполненная по одновинтовой схеме без рулевого винта, роль которого выполняет пара аэродинамических решеток 3 и 4, расположенная между его поперечными крыльями 5, 6 и стабилизаторами 7, 8, установленными на конце хвостовой балки 9 перед вертикальным килем 10.

Аэродинамические решетки 3 и 4 установлены в зоне вращения несущего винта 2 с возможностью поворота на продольных шарнирах, пара которых 11 укреплена на фюзеляже вертолета 1, а вторая пара 12 - на конце хвостовой балки 9. Сами решетки собраны из пересекающихся вертикальных полос желобкового профиля 13, закрепленных внутри полукольцевых насадок 14 и ориентированных вогнутой стороной навстречу скорости вращения ω несущего винта вертолета, у которого педали путевого управления 15 и рычаг шаг-газ 16 связаны через проводку управления 17 автоматической гидросистемы 18 с фюзеляжными гидроцилиндрами 19 и шарнирно закрепленными штоками подкосов 20 поперечных крыльев 5 и 6 (на Фиг. 1 показаны пунктиром).

Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом. При управлении полетом одновинтового вертолета по курсу реактивный момент MR, действующий на фюзеляж 1 от вращающего момента Mнв несущего винта 2, уравновешивается моментами сил, развиваемых распределенной аэродинамической силой Pр от профилированной лентой 13 аэродинамических решеток 3 и 4 за счет циркуляционного обтекания их вертикальной компонентой воздушного потока, создающими на хвостовой балке 9 в направлении вращения ω лопастей несущего винта 2 моменты Mр1 и Mр2, соответственно, компенсирующие момент MR. При этом горизонтальная компонента воздушного потока создает лишь незначительную силу лобового сопротивления Pл на аэродинамических решетках 3 и 4, благодаря экранирующему действию тонкой ветровой тени поперечных крыльев 5, 6 и полукольцевых насадок 14.

Поскольку вертикальный размер желобковых полос 13 невелик и практически сопоставим с аналогичным размером самого несущего винта 2, то влиянием экранирующего эффекта земли и фюзеляжа можно смело пренебречь, поэтому аэродинамическое воздействие решеток 3 и 4 сводится к созданию противоположной закрутки воздушного потока несущего винта 2, а не «вихревого кольца» вокруг него. Этому способствует и первоначальная установка желобковых полос 13 так, что касательная к их верхней кромке направлена строго вертикально для обеспечения их максимального аэродинамического качества.

Поэтому их продольный наклон приводит к уменьшению горизонтальной площади решетчатых крыльев, аэродинамической силы Pр и соответствующему снижению компенсирующих моментов Mр1 и Mр2. В результате фюзеляж вертолета 1 совершает определенный поворот по курсу, который задается соответствующей длинной подкосов 20 идроцилидров 19, которые управляются автоматической гидросистемой 18 с проводкой управления 17 от рычага шаг-газ 16 и педалей путевого управления 15, как у обычного вертолета с рулевым винтом.

Предложенный пассивный, то есть без подвижных частей, компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволит обеспечить комфортабельность и безопасность полетов вертолетов при околонулевых скоростях, особенно вблизи земли, и значительно повысить его скорость и потолок до уровня, располагаемого несущим винтом и мощностью силовой установки.

Промышленная реализуемость и применимость предложенного компенсатора подтверждается компьютерными испытаниями его упрощенной математической модели Фиг. 2 (без учета фюзеляжа), в частности прилагаемой вертикальной проекцией поля скоростей и линий воздушного потока, которая наглядно демонстрируют отсутствие «вихревого кольца» и безвихревое распределение линий тока под аэродинамическими решетками 3 и 4 даже при полной компенсации реактивного момента несущего винта 2 вертолета.

1. Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, в котором роль рулевого винта выполняет комплект аэродинамических стабилизаторов, расположенных вертикально в зоне вращения несущего винта с возможностью поворота при помощи проводки управления и крепежных шарниров, отличающийся тем, что продольные шарниры, установленные на фюзеляже вертолета, связывают его 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, у которого педали путевого управления и рычаг шаг-газ связаны через проводку управления автоматической гидросистемы с гидроцилиндрами фюзеляжа и штоками подкосов поперечных крыльев.

2. Компенсатор по п.1, отличающийся тем, что касательная к верхней кромке полос желобкового профиля в аэродинамической решетке направлена вертикально.



 

Похожие патенты:

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).

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).

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).

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.

Вертолет содержит хвостовую часть (1) с поперечным каналом (6) и ведущим валом (23) внутри обтекателя (14) ведущего вала для устройства (2) противодействия крутящему моменту.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкциям рулевых винтов, служащих для компенсации реактивного момента несущего винта и путевого управления вертолетом.

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.

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 авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета. Способ уменьшения угла атаки несущего винта (НВ) на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета включает определение составляющих тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, начиная со скорости 75-60 км/час, измерение с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, определение траектории посадки вертолета, угла отклонения автомата перекоса в продольном направлении, определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режима «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета на режиме торможения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертолетного типа. Летательный аппарат содержит ротор с закрепленными на его валу полусферами, приемник рабочего тела, выполненный в центральной части ротора, примыкающий к внешней окружности ротора направляющий аппарат.

Изобретение относится к винтокрылым летательным аппаратам, в частности к вертолетам. .

Вертолет // 2385266
Изобретение относится к области авиации и касается конструкции одновинтовых вертолетов. .

Вертолет // 2333867
Изобретение относится к винтокрылым летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиации, в частности, к вертолетам, и может быть использовано для создания систем путевого управления вертолетов. .

Вертолет // 2247680
Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к конструкциям одновинтовых вертолетов с грузовой кабиной. .

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в качестве транспортных винтокрылых летательных аппаратов. .

Изобретение относится к вертолетостроению и может использоваться при создании вертолетов, обладающих улучшенными функциональными свойствами. .

Вертолёт // 2583411
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит корпус, кабину управления, грузопассажирский салон, двигатель несущего винта, винт компенсации вращающего момента, маршевый двигатель, шасси. Несущий винт расположен по окружности корпуса и выполнен в виде обода, снабженного лопастями, имеющего сверху и снизу по замкнутой канавке полукруглого профиля. К стенке корпуса по окружности прикреплены на одинаковом расстоянии один от другого держатели обода с установленными в них шарами, контактирующими с канавками. По внутреннему радиусу обода установлена деталь привода вращения несущего винта. Снизу к корпусу прикреплена гондола, на одном конце которой расположена кабина управления, а на другом - маршевые двигатели. Сверху на корпусе напротив маршевых двигателей установлено самолетное хвостовое оперение с расположенным в его киле винтом компенсации вращающего момента. Деталь привода несущего винта выполнена в виде закольцованного ротора линейного электродвигателя при неподвижном статоре. Сверху и/или снизу в стенке корпуса выполнен люк. Достигается увеличение подъемной силы несущего винта и вместимости корпуса вертолета. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх