Несущий винт вертолета

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Несущий винт вертолета состоит из втулки и лопастей, каждая из которых содержит лонжерон, хвостовые отсеки, наконечник и законцовку. Концевая часть каждой лопасти в поперечном сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков. В передней части корпуса имеются круглые отверстия для забора воздуха. За отверстиями выполнены ресиверные полости забора воздуха, за корпусом выполнены ресиверные полости сдува пограничного слоя. Ресиверная полость сдува пограничного слоя снабжена отверстиями выхода воздуха. Ресиверные полости забора воздуха и ресиверные полости сдува пограничного слоя каждой пары диаметрально расположенных лопастей соединены воздухопроводами. Достигается увеличение тяги несущего винта, диапазона скоростей и высот полета за счет повышения КПД винта без дополнительных затрат энергии. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для создания несущих винтов боевых, военно-транспортных и гражданских вертолетов всех схем, а также для модернизации серийных вертолетов путем замены их несущих винтов (НВ) на предлагаемые.

Известно [С.И. Апресов «В погоне за скоростью». Популярная механика. 2008 г., стр. 42], что у НВ опытного вертолета соосной схемы с толкающим винтом Sikorsky Х2 наступающие и отступающие стороны винтов развивают максимум подъемной силы за счет только наступающих лопастей (концепция наступающей лопасти Advancing Blade Concept - ABC).

Недостатком такого технического решения является низкий коэффициент полезного действия (КПД) такого НВ, а применение в таком вертолете толкающего винта усложняет и утяжеляет конструкцию и уменьшает его весовую отдачу. Кроме того, при недостаточном разносе нижнего и верхнего винтов возможен их перехлест, заканчивающийся катастрофой.

В качестве ближайшего прототипа выбран НВ вертолета [Патент RU 2374137 С1, МПК В64С 27/32, 27/467, 11/20, 21/08 (2006.01), бюл. №33, 2009 г.], снабженный устройством забора воздуха и сдува пограничного слоя сверхзвукового профиля поперечного сечения, состоящего из пустотелого корпуса и хвостовых отсеков. Пустотелый корпус имеет входные отверстия для забора воздуха в передней части, а выходные косые отверстия для сдува пограничного слоя (СПС) расположены сзади и выходят в средней части верхней поверхности профиля. Внутри корпуса расположены два механизма управления входа и выхода воздуха через отверстия. Сжатый воздух подается из наступающей к отступающей лопасти.

Недостатком данного технического решения является незначительный прирост тяги НВ из-за СПС только отступающей лопасти в ограниченном секторе, необходимость создания и испытания надежного механизма управления заслонками, отказ которого или отказ тяговых реле с заслонками может привести к опрокидыванию вертолета.

Техническим результатом изобретения является увеличение тяги НВ, диапазона скоростей и высот полета за счет повышения его КПД без дополнительных затрат энергии, а следовательно, мощности силовой установки.

Техническая задача достигается тем, что у НВ вертолета, состоящего из втулки и лопастей, каждая из которых содержит лонжерон, хвостовые отсеки, наконечник и законцовку, при этом концевая часть каждой лопасти в поперечем сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков, в передней части корпуса имеются круглые отверстия для забора воздуха, за отверстиями забора воздуха и за корпусом выполнены ресиверные полости забора воздуха и СПС при этом ресиверная полость СПС имеет отверстия выхода воздуха, а ресиверные полости забора воздуха и ресиверные полости СПС каждой пары диаметрально расположенных лопастей соединены воздухопроводами и суммарная площадь отверстий забора воздуха не менее суммарной площади отверстий выхода воздуха.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1-3.

На фиг. 1 изображена концевая часть лопасти, а на фиг. 3 - ее сверхзвуковой профиль поперечного сечения, где: 1- отверстия забора воздуха; 2 - ресиверная полость; 3 - корпус; 4 - штуцера для подсоединения воздуховодов; 5 - хвостовые отсеки; 6 - ресиверная полость с отверстиями СПС; 7 - законцовка.

На фиг. 2 изображено пространственное положение двух лопастей НВ, диаметрально расположенных, что характерно для НВ с четным количеством лопастей, где: 8 и 17 - концевые части лопастей (1/3 которых изображена стреловидной) в азимуте 90° и 270°, соответственно; 9 - вектор набегающего потока воздуха в азимуте 90°; 10 - вектор скорости полета в азимуте 180°; 11 и 15 - средние части лопастей с традиционным профилем; 12 и 16 - воздухопроводы подачи сжатого воздуха; 13 - гибкие шланги; 14 - зона обратного обтекания; 18 - вектор набегающего потока воздуха в азимуте 270°.

На фиг. 3 изображен сверхзвуковой профиль поперечного сечения конца лопасти по А-А, где дополнительно обозначены: 19 - перегородка; 20 - воздухопровод подачи сжатого воздуха.

НВ вертолета представляет собой втулку с присоединенными к ней лопастями. Лопасть состоит из лонжерона, к которому крепится хвостовая часть, состоящая из секций с обшивкой и сотовым заполнителем, наконечника для крепления лопасти к втулке. Концевая часть каждой лопасти в поперечном сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков, в передней части корпуса 3 (фиг. 1 и 3) имеются круглые отверстия для забора воздуха 1 и за ними выполнена ресиверная полость 2, которая соединена передним воздухопроводом 20 и 12 (фиг. 2), через гибкий шланг 13 и задний воздухопровод 16 с ресиверной полостью 6 с отверстиями СПС (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти.

Таким же образом ресиверная полость 2 (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) лопасти соединена передним воздухопроводом 16, вторым гибким шлангом 13 и задним воздухопроводом 12 с ресиверной полостью 6 с отверстиями СПС (фиг. 1 и 3) концевой части 8 (фиг. 2) диаметрально расположенной первой лопасти.

При вращении НВ в режиме осевого обтекания скорости набегающего потока воздуха на середину концевых частей 8 и 17 (фиг. 2) всех лопастей по всем азимутам равны окружной скорости сечения на этом радиусе, т.к. скорость полета равна нулю (векторы 9 и 18 равны, вектор 10 равен нулю). В отверстия забора воздуха 1 (фиг. 1 и 3) входит воздушный поток с полным давлением, по аналогии с приемником воздушного давления (ПВД). Далее сжатый воздух поступает в ресиверную полость 2, по одному воздухопроводу 12 (фиг. 2) через гибкий шланг 13 и задний воздухопровод 16 поступает в ресиверную полость 6 (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти и через мелкие отверстия выдувается в средней части верхней поверхности конца лопасти. Здесь статическое давление меньше атмосферного и определяется в зависимости от числа М [М.И. Радченко «Аэродинамика, динамика полета и конструкция летательных аппаратов». Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2008 г., стр. 31-32].

Аналогичным образом происходит подача сжатого воздуха через отверстия забора воздуха и ресиверную полость концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти к ресиверной полости 6 (фиг. 1 и 3) с отверстиями СПС первой лопасти.

Таким образом, ресиверные полости после отверстий забора воздуха осуществляют прием и передачу воздушного потока по воздухопроводам к ресиверным полостям с отверстиями СПС диаметрально расположенных лопастей во всех азимутах при вращении НВ на всех режимах полета за счет перепада полного и статического давлений, что позволяет улучшить аэродинамические характеристики НВ. Они позволяют получить значительно большие приросты подъемной силы, чем при обычной «жесткой» механизации крыла, например в виде отклоняемых закрылков и предкрылков [М.И. Радченко «Аэродинамика, динамика полета и конструкция летательных аппаратов». Изд. ВВИА им.Н.Е. Жуковского, 2008 г., стр. 149-150].

На режимах косого обтекания в полете прирост полного давления будет за счет прироста скоростного напора в наступающей лопасти и перепад давлений будет возрастать с увеличением скорости полета, что будет компенсировать увеличение зоны обратного обтекания 14 (фиг. 2) за счет повышения несущих свойств концевых частей 17 отступающих лопастей при усилении СПС.

Таким образом, данное изобретение позволит увеличить тягу НВ, диапазон скоростей и высот полета вертолетов за счет СПС с концевых частей всех лопастей во всех азимутах и на всех режимах полета, что увеличит их подъемную силу, т.е. КПД НВ.

Несущий винт вертолета, состоящий из втулки и лопастей, каждая из которых содержит лонжерон, хвостовые отсеки, наконечник и законцовку, при этом концевая часть каждой лопасти в поперечном сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков, в передней части корпуса имеются круглые отверстия для забора воздуха, отличающийся тем, что за круглыми отверстиями забора воздуха и за корпусом выполнены ресиверные полости забора воздуха и сдува пограничного слоя, соответственно, при этом ресиверная полость сдува пограничного слоя имеет отверстия выхода воздуха, а ресиверные полости забора воздуха и ресиверные полости сдува пограничного слоя каждой пары диаметрально расположенных лопастей соединены воздухопроводами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Ротор включает пару лопастей, одна из которых принадлежит одному несущему винту, а другая принадлежит второму несущему винту.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов летательных аппаратов. Несущий винт вертолета содержит лопасти, втулку, автомат перекоса.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов вертолетов. Узел (40) механической связи для летательного аппарата (1) имеет первый элемент (8), второй элемент (20), смонтированный таким образом, чтобы поступательно перемещаться вдоль и вращаться вокруг своей собственной оси (A), и соединительные средства (39) для соединения первого и второго элемента (8, 20), для предотвращения вращения второго элемента (20) вокруг оси (A) относительно первого элемента (8).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям втулок воздушных винтов. Летательный аппарат содержит корпус, привод вращения лопастей относительно продольной оси корпуса, расположенный внутри корпуса летательного аппарата, механизм управления положением лопастей относительно продольной оси корпуса летательного аппарата и лопасти.

Изобретение относится к авиастроению. Профиль содержит верхний выпуклый АВМС и нижний ANEDC контуры, соединенные передней А и задней С кромками, координаты которых заданы относительно хорды АС профиля.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Двухвинтовой легкий вертолет содержит фюзеляж с хвостовой балкой, несущие винты, стабилизаторную систему путевого управления.

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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем привода несущих винтов вертолетов. Трансмиссия вертолета содержит валы и зубчатые передачи привода винтов.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям несущих винтов вертолетов. Колонка несущего винта вертолета содержит редуктор, выходной полый вал которого установлен вертикально и связан с втулкой, подвижно соединенной с веретенами лопастей несущего винта.

Группа изобретений относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Ротор с лопастями изменяемого шага и изменяемой крутки содержит замкнутое крыло, соединенное гибкими на кручение лопастями с одной или несколькими коаксиальными втулками, причем соединение лопастей с замкнутым крылом выполнено жестким, упругим или упруговязким.

Изобретение относится к области летательных аппаратов околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает выполнение выдува струй округлой поперечной формы из обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности и под углом 30°-60° к направлению потока у обтекаемой поверхности.

Летательный аппарат содержит аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство.

Изобретение относится к области авиации. Способ создания подъемной силы крыла самолета основан на использовании множества сопел на нижней поверхности крыла для создания дополнительной силы.

Изобретение относится к маневрирующим в атмосфере сверхзвуковым летательным аппаратам (ЛА). Способ управления обтеканием включает изменение направления воздушного потока со встречного на радиальное истечение относительно ЛА.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции.

Изобретение относится к области транспортной техники, а именно к способам создания тяги и аппаратам с крылом аэродинамического сечения, и может найти применение в качестве аппаратов для перемещения в текучей среде: воздушной и водной.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Несущий винт вертолета состоит из втулки и лопастей, каждая из которых содержит лонжерон, хвостовые отсеки, наконечник и законцовку. Концевая часть каждой лопасти в поперечном сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков. В передней части корпуса имеются круглые отверстия для забора воздуха. За отверстиями выполнены ресиверные полости забора воздуха, за корпусом выполнены ресиверные полости сдува пограничного слоя. Ресиверная полость сдува пограничного слоя снабжена отверстиями выхода воздуха. Ресиверные полости забора воздуха и ресиверные полости сдува пограничного слоя каждой пары диаметрально расположенных лопастей соединены воздухопроводами. Достигается увеличение тяги несущего винта, диапазона скоростей и высот полета за счет повышения КПД винта без дополнительных затрат энергии. 3 ил.

Наверх