Сопло газоструйной системы управления вертолета

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.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к газоструйной системе путевого управления и компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета.

Подавляющее большинство современных вертолетов выполнено по одновинтовой схеме. Характерной особенностью этой схемы является необходимость компенсации реактивного момента несущего винта. Наиболее широкое распространение получила в настоящее время схема одновинтового вертолета с рулевым винтом. Однако рулевой винт, при всех своих достоинствах, обладает рядом существенных недостатков. Наличие этих недостатков приводит к постоянным (с самого начального периода развития вертолетов по нынешнее время) попыткам найти эффективную замену рулевому винту. Одним из возможных вариантов такой замены может служить применение на вертолете газоструйной системы управления. Такая система может обеспечить, помимо основной функции - компенсации реактивного момента и путевого управления - ряд дополнительных свойств. В частности, возможно существенное снижение уровня шума, повышение характеристик маневренности, радикальное снижение уровня тепловой заметности, повышение максимальной скорости полета и т.д.

Одним из основных элементов газоструйной системы управления вертолета является реактивное сопло с управляемым вектором тяги. Такое сопло создает существенную часть боковой силы, компенсирующей реактивный момент несущего винта, а также управляющую боковую силу и дополнительную пропульсивную силу на режимах горизонтального полета. К такому соплу предъявляются требования, существенно отличающиеся от требований к самолетным соплам с поворотным вектором тяги. Прежде всего, это существенно увеличенный диапазон углов поворота струи от 90° на режиме висения до ~ -40° на режиме авторотации. При этом необходимо обеспечить минимально возможные потери тяги, по крайней мере, на двух основных режимах - висение (угол поворота струи около 90°) и полет с максимальной скоростью (угол около 10°÷20°).

Известно большое количество применяемых на самолетах конструкций сопел с поворотом вектора тяги, например сопло с отклоняемым вектором тяги (патент № RU 2168047 от 27.05.2001, МПК F02K 1/12, F02K 9/84), содержащее сходящиеся створки, расходящиеся створки, тяги расходящихся створок и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы. Каждый параллелограммный механизм между ведомым рычагом и тягами створок содержит второе звено в виде второго ведомого рычага, установленного опорой вращения на рычаге-качалке, шарнирно закрепленном на сводящейся створке, и тяг второго звена, причем последние закреплены на рычаге сферическими шарнирами. Основными недостатками такого варианта сопла являются относительно небольшой диапазон углов поворота вектора тяги, недостаточный для газоструйной системы вертолета, а также сложная конструкция механизмов управления элементами сопла.

Известно применение для компенсации реактивного момента несущего винта и для путевого управления реактивного сопла, расположенного на хвостовой балке вертолета (Hanvey S.A. NOTAR - no tail rotor (circulation control tail boom) SETP Techn. Rev., 1982, p. 308-332). Такая система, в сочетании с суперциркуляционным обтеканием хвостовой балки, используется, в частности, на вертолете MD-900 и ряде других вертолетов фирмы McDonnell Douglas. Система NOTAR обеспечивает ряд преимуществ по сравнению с рулевым винтом в части безопасности полета и наземной эксплуатации, снижение шума, улучшение управляемости и пр. К недостаткам такой системы можно отнести увеличение мощности, потребляемой рулевым устройством и значительное повышение вредного сопротивления корпуса вертолета при больших скоростях полета.

Частично эти недостатки устраняются в схеме сопла с управляемым вектором тяги (патент № EP 2619087 (A1) - 2013-07-31 Propulsive Anti-Torque Nozzle System With External Rotating Sleeve For A Rotorcraft, МПК B64C 27/82 (2006.01)), которое содержит входной канал, 2 комплекта пластин, формирующих боковые сопла, размещенные на поворотных участках хвостовой балки, а также две поворотные створки, образующие, при их открытии, хвостовое сопло, создающее пропульсивную силу с возможностью ее поворота на небольшой угол, и механизм управления створками. В этом сопле воздух, отбираемый из внешнего потока и нагнетаемый вентилятором, смешивается с выхлопными газами двигателя и, в зависимости от режима полета, распределяется между поворотными боковыми соплами и створками хвостового сопла. Таким образом, создается боковая сила, необходимая для управления по курсу и для компенсации реактивного момента несущего винта, и (или) пропульсивная сила, обеспечивающая снижение сопротивления корпуса вертолета. К недостаткам такой схемы можно отнести сложную конструкцию рулевого устройства с большим количеством подвижных элементов и системы управления этими элементами. При необходимости создания как боковой, так и пропульсивной компоненты силы тяги сопла, разделение нагнетаемого потока на две части, выдуваемые вбок и назад, энергетически хуже, чем поворот единого потока на соответствующий угол. Кроме того, рассматриваемая схема не позволяет повернуть поток на большие углы (близкие к 90° на режиме висения) при приемлемом уровне гидравлических потерь. К тому же, большое количество створок приводит к повышенным потерям давления в тракте и, соответственно, к повышению потребляемой мощности.

Известно сопло с управляемым вектором тяги (патент № RU 147353 U1 от 22.11.2013, МПК B64C 27/82, B64C 19/02), которое содержит входной канал прямоугольного сечения, поворотные створки и механизм управления створками, к сторонам канала прикреплены две плоские пластины, как продолжение этих сторон, на которых закреплены три створки, выполненные в виде обтекаемого аэродинамического профиля и образующие между собой при всех рабочих положениях щелевые каналы шириной не менее 3% от хорды центральной створки, причем центральная створка имеет максимальную толщину 30%÷50% хорды и максимальную кривизну 5%÷15% хорды, а профили боковых створок имеют максимальную толщину 5%÷20% хорды и максимальную кривизну 3%÷5% хорды. Данное техническое решение принято за прототип.

Недостатком указанного сопла является необходимость реализации согласованного поворота створок, обеспечивающего минимальные потери тяги в широком диапазоне режимов полета.

Задачей данного изобретения является создание такого сопла, которое при относительной простоте конструкции эффективно (с малыми потерями давления) обеспечивает поворот струи нагнетаемого воздуха вбок на режиме висения и, по мере увеличения скорости полета, плавный поворот струи назад, обеспечивая оптимальное соотношение боковой и пропульсивной сил для каждого режима полета.

Технический результат заключается в уменьшении потерь давления в сопле и соответствующем повышении его эффективности, в обеспечении необходимого для каждого режима полета соотношения боковой и пропульсивной сил.

Технический результат достигается тем, что сопло газоструйной системы управления вертолета, содержащее входной канал, три поворотные створки, механизм управления створками, который состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми створками, центральной качалки, связанной тягами с рычагами боковых створок, причем центральная качалка связана зубчатой передачей с зубчатым сектором средней створки, кроме того, 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.

Технический результат достигается также тем, что в сопле газоструйной системы управления вертолета центральная качалка связана со средней створкой с помощью тросовой передачи с передаточным отношением 0.7…0.78.

Изобретение поясняется иллюстрациями:

фиг. 1 - общий вид сопла;

фиг. 2 - экспериментальная зависимость угла поворота вектора тяги сопла от угла поворота его средней створки;

фиг. 3 - экспериментальная зависимость оптимального угла поворота левой боковой створки от угла поворота его средней створки;

фиг. 4 - экспериментальная зависимость оптимального угла поворота правой боковой створки от угла поворота его средней створки;

фиг. 5 - общий вид механизма управления положением створок сопла;

фиг. 6 - геометрические параметры элементов механизма управления положением створок сопла;

фиг. 7 - положение створок сопла и элементов механизма управления на различных режимах полета.

К реактивному соплу в составе струйной системы управления вертолета предъявляют требования, существенно отличающиеся от требований к самолетным соплам с поворотным вектором тяги. Прежде всего, это существенно увеличенный диапазон углов поворота струи от 90° на режиме висения до ~ -40° на режиме авторотации. При этом необходимо обеспечить минимально возможные потери тяги, по крайней мере, на двух основных режимах - висение (угол поворота струи около 90°) и полет с максимальной скоростью (угол около 10°÷20°). Кроме того, поскольку оптимальный перепад давления в вертолетном сопле существенно ниже, чем в самолетном, то чувствительность системы к уровню потерь давления гораздо выше.

Исходя из этих условий и было разработано предлагаемое сопло. Общий вид сопла показан на фиг. 1. Входной канал 1 обеспечивает сопряжение выходного сечения хвостовой балки (обычно круглого) с прямоугольным сечением входа непосредственно в сопло. Далее канал ограничивается сверху и снизу плоскими пластинами 2, между которыми размещены поворотные створки 3, 4 и 5. Основным элементом сопла является центральная створка 4, которая, в основном, и определяет угол поворота струи. Экспериментальная зависимость угла поворота струи χ от угла поворота центральной створки ϕ4 показана на фиг. 2. Характер течения в сопле и, соответственно, потери давления в нем в значительной степени определяются взаимным расположением створок на различных режимах работы. Взаимосвязь углов поворота створок, обеспечивающая минимальные потери тяги сопла на всех режимах работы, была определена по результатам экспериментальных исследований. На фиг. 3 показана зависимость угла ϕ3 поворота боковой створки 3, а на фиг. 4 - соответственно угла ϕ5 поворота боковой створки 5 от угла ϕ4 поворота центральной створки 4. Пунктиром на графиках показан экспериментально определенный «коридор» оптимальных значений, соответствующий минимуму потерь давления в сопле. Эта взаимосвязь является существенно нелинейной, что требует применения специального механизма для ее реализации. Сплошной линией на графиках показаны зависимости, обеспечиваемые механизмом предлагаемого сопла.

Схема данного механизма показана на фиг. 5, а обозначения геометрических параметров элементов механизма - на фиг. 6. Размеры всех элементов механизма приведены в виде отношения физического размера к характерному размеру - ширине входного сечения сопла Lвх. Механизм содержит центральную двуплечую качалку 6, жестко связанную с зубчатым сектором 7, который через зубчатый сектор 8 передает вращение на зубчатый сектор 9, жестко связанный с центральной створкой 4. Плечи качалки 6 через тяги 10 и 12 связаны с рычагами 11 и 13, жестко связанными со створками 3 и 5 соответственно.

Механизм работает следующим образом. Управляющий сигнал в виде угла поворота подается на центральную качалку. Через зубчатые секторы 7, 8, 9 поворот с соответствующим передаточным отношением i передается на среднюю створку, положение которой, в основном, определяет поворот вектора тяги. Через тяги 10 и 12 поворот качалки 6 передается на боковые створки 3 и 5 соответственно. Характер перемещений боковых створок в зависимости от поворота качалки 6 и, соответственно, центральной створки 4 определяется соотношением геометрических параметров элементов механизма - длинами плеч качалки 6 - L03 и L05, углом раствора плеч ψ0, а также длинами плеч рычагов L3 и L5 и соответствующих тяг L30 и L50. Последовательность изменения положения створок показана на фиг. 7. На фиг. 7а показано положение створок и элементов механизма на режиме висения при ϕ4≈100°. При этом концы тяги 12 расположены вблизи оси соответствующего плеча качалки 6 и на малом расстоянии от оси поворота качалки. Вследствие этого, как видно на фиг. 7б, поворот качалки на небольшой угол практически не приводит к повороту рычага 13 и створки 5. Вместе с тем, рычаг 11, тяга 10 и соответствующее плечо качалки 6 образуют при этом параллелограммный механизм и угол поворота створки 3 практически пропорционален углу поворота качалки 6 и створки 4. На фиг. 7в показано положение створок, примерно соответствующее крейсерскому режиму полета. При этом постепенно «активируется» перемещение створки 5 и сохраняется движение створки 3. При дальнейшем повороте створки 4, соответствующем режиму авторотации, напротив, перемещение створки 3 практически блокируется, а створка 5 «освобождается». В результате реализуются зависимости углов поворота, показанные на фиг. 3 и 4.

Анализ параметров механизма показал, что желаемый результат достигается в следующем диапазоне значений основных параметров:

- i=0.70…0.78

- ψ0=140°…150°

- L05/Lвх=0.3…0.4

- L03/Lвх=0.3…0.4

- L3/Lвх=0.3…0.35

- L30/Lвх=0.5…0.55

- L5/Lвх=0.4…0.45

- L50/Lвх=0.4…0.45

Приведенные результаты получены при следующих значениях геометрических параметров: i=0.74, ψ0=143°, L05/Lвх=0.367, L03/Lвх=0.333, L3/Lвх=0.333, L30/Lвх=0.52, L5/Lвх=0.407, L50/Lвх=0.433.

Связь центральной качалки со средней створкой сопла может также осуществляться с помощью тросовой или ременной передачи с соответствующим передаточным отношением.

Таким образом, с помощью относительно простого механизма обеспечивается реализация сложного экспериментально определенного закона оптимального взаимного перемещения створок сопла, что обеспечивает минимальные потери давления и максимальную эффективность сопла на всех режимах полета, в чем и заключается технический результат изобретения.

1. Сопло газоструйной системы управления вертолета, содержащее входной канал, три поворотные створки, механизм управления створками, отличающееся тем, что механизм управления створками состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми створками, центральной качалки, связанной тягами с рычагами боковых створок, причем 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.

2. Сопло газоструйной системы управления вертолета по п. 1, отличающееся тем, что центральная качалка связана со средней створкой с помощью тросовой передачи с передаточным отношением 0.7…0.78.



 

Похожие патенты:

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).

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.

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.

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 технике обработки цифровых данных с помощью программируемых специализированных вычислительных устройств и может быть использовано при разработке специализированных вычислительных устройств обработки цифровых данных на борту боевых летательных аппаратов.
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Способ повышения безопасности полета летательного аппарата при отказе двигателя, работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена, основан на использовании аэродинамических поверхностей.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы.

Изобретение относится к воздухоплаванию. Способ управления, стабилизации и создания дополнительной подъемной силы дирижабля, имеющего корпус, хвостовое оперение, гондолу с полезным грузом и бортовые системы, характеризуется тем, что устойчивость и управляемость дирижабля для требуемых характеристик взлета, полета и посадки обеспечена путем использования на нем автожирного винта с управляемым вектором полной аэродинамической силы.

Изобретение относится к области формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота.

Изобретение относится к транспортным средствам для перемещения в воздушной среде и по поверхности дороги. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает использование двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота посредством разворотного механизма.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет с асимметричным крылом содержит крыло с механизацией, включая выполненные полностью или частично поворотные плоскости. Левая и правая плоскости разнесены по длине фюзеляжа и располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Плоскости крыла имеют разные лобовое сопротивление и подъемную силу. Вертолет имеет возможность изменять соотношения лобового сопротивления и подъемной силы правой и левой плоскостей крыла для полной или частичной компенсации реактивного и кренящего моментов несущего винта. Достигается уменьшение энергопотребления на всех режимах полета. 2 ил.
Наверх