ВЕРТОЛЕТ Российский патент 1997 года по МПК B64C27/22 

Изобретение относится к вертолетостроению и касается устройства корпуса вертолета.

Известен вертолет (1), характерной особенностью которого является поворотное крыло 1 и киль 19, наличие толкающего винта, использование подъемного винта на подъеме и спуске, его флигирование в горизонтальном полете вдоль строительной оси корпуса.

К недостаткам этого летательного аппарата (ЛА везде по тексту) относится следующее:
1. Толкающий винт 7 требует большой мощности двигателя. Для передачи этой мощности вал 96 фиг.16 должен иметь большой запас прочности и, как следствие, большой вес. А поскольку большой вес вала требует уменьшения оборотов из-за угрозы разрушения ЛА вибрацией, то необходима установка двух мощных редукторов: одного на выходе двигателя (понижающего) и повышающего перед втулкой винта 7, оба редуктора имеют большой вес. Сам винт 7, это не легкий рулевой винт вертолета, потребляющий до 15% мощности двигателя, а самолетный винт, обладающий значительным весом. Итак, все перечисленное имеет большой вес, вращается и находится на значительном расстоянии от центра тяжести ЛА.

Из изложенного выше следует вывод: задняя часть фюзеляжа (хвостовая балка) ЛА должна иметь повышенную прочность и дополнительный вес. Это все противоречит требованиям экономики. А общее смещение центра тяжести ЛА к его хвосту из-за утяжеления хвостовой части придает устойчивую склонность ЛА входить в плоский штопор, это уже небезопасность полета. Известно, например, что у вертолета типового хвостовой винт сравнительно легкий и обороты его ниже, и, тем не менее, при разрушении одной из лопастей из-за вибрации разрушается вся хвостовая балка. А в этой конструкции ЛА угрожающие факторы на порядок выше из-за большой мощности, передаваемой на винт, и веса узлов.

2. Несущие части ЛА подъемный винт 8 и крыло 1 в динамике полета задают вопросы, на которые нет благоприятных ответов. Например, из-за невозможности фиксации концов лопастей винта 8 во флюгерном положении последние в полете будут находится в колебательном движении в горизонтальной плоскости при любой их жесткости, хотя бы за счет люфтов. При развороте ЛА в любую сторону лопасть, смотрящая вперед, вначале будет препятствовать развороту, изгибаясь в противоположную сторону, создавая дестабилизирующий момент. Учитывая размеры вертикального плеча от центра тяжести ЛА и горизонтального, величину площади лопасти, можно с уверенностью сказать, что она существенно осложнит управление.

3. Сложность систем управления подъемным винтом, крылом, механизацией киля 19 и винта 7, которая поражает снижение надежности и делает трудоемкой эксплуатацию.

4. Корпус вертолета не несет полезной аэродинамической нагрузки, не создает подъемной силы.

5. При отказе механизма управления крылом экипаж не в состоянии управлять им.

Представленный комбинированный вертолет с несущим корпусом (2) обладает существенными недостатками:
1. Сложность размещения полезной нагрузки из-за невозможности размещения ее у центра тяжести, так как пространство занято движителем, а размещение груза по периферии движителя накладывает опрокидывающие моменты, которые нечем парировать.

2. Установка с целью управления движителей 32 на максимальном размахе существенно усложняет и утяжеляет конструкцию.

3. Большая несущая площадь создает большое сопротивление, что снижает экономические показатели, затрудняет управление.

Задача изобретения создание корпуса вертолета, лишенного указанных недостатков.

Задача решается тем, что в вертолете, содержащем фюзеляж с установленным на нем двумя несущими крыльями, хвостовое оперение, согласно изобретению фюзеляж выполнен в виде крыла с размахом меньше хорды его профиля и эллипсообразным в поперечном сечении, при этом на верхней части фюзеляжа расположен продольный аэродинамический гребень, хвостовое оперение включает вертикальную поверхность управления, установленную на фюзеляже с возможностью поворота в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а узел установки на фюзеляже крыльев выполнен шарнирным с возможностью независимого поворота каждого крыла на угол до 90 градусов.

На фиг. 1 показан общий вид корпуса вертолета сверху; на фиг. 2 общий вид корпуса вертолета сбоку.

На фиг. 1, 2 приняты следующие обозначения: 1 фюзеляж, 2 несущий винт, 3 воздухозаборник, 4 полукрылья, 5 вертикальный руль-стабилизатор, 6 узел вращения полукрыльев, 7 аэродинамический гребень, 8 главный ланжерон, 9 горизонтальный руль-стабилизатор.

На фиг. 1 видно, что фюзеляж 1 имеет в продольном вертикальном сечении аэродинамическую форму классического крыла, в плане он имеет каплевидную форму, являющеюся также аэродинамической, в поперечном сечении эллипсовидную форму с целью увеличения несущей площади для создания подъемной силы.

Воздухозаборники 3 выполнены в виде отверстий в фюзеляже, не выступающих за очертания его. Аэродинамический гребень 7 является частью фюзеляжа, он зарождается у точки наибольшего утолщения профиля, возрастает по высоте по мере продвижения к вертикальному рулю-стабилизатору 5. Служит для усиления продольной устойчивости в горизонтальной плоскости в установившемся горизонтальном полете, совместно с рулем-стабилизатором представляет единое аэродинамическое тело.

Вертикальный руль-стабилизатор 5 имеет две свободы вращения на углы управления. Первая обеспечивает поворот руля-стабилизатора на его оси в горизонтальной плоскости для стабилизации и управления по азимуту. Вторая - свобода вращения обеспечена отклонением оси вращения руля-стабилизатора в поперечной вертикальной плоскости с целью плавного парирования реакции винта при его работе от силовой установки и управления вертолетом по азимуту при снижении в режиме самовращения несущего винта. Горизонтальный руль-стабилизатор 9 закреплен шарнирно на корме, обеспечивает стабилизацию и управление по высоте.

Полукрылья 4 закреплены на центроплане шарнирно и независимо, образуя совместно с центропланом полноразмерное крыло. Шарнирное крепление обеспечивает поворот полукрыльев на угол атаки до 90^o.

Узел вращения полукрыльев 6 представляет собой часть силового шпангоута фюзеляжа. Он обеспечивает крепление полукрыльев, вращение их на угол атаки. Главный лонжерон 8 обеспечивает крепление крыла, его жесткость.

Предложенная конструкция крыла допускает и применение центроплана с развитым размахом, в котором удачно размещается топливо, шасси, а вращение полукрыльев осуществляется в центроплане. Размах центроплана определяется областью интенсивного обдува потоком от несущего винта.

Из изложенного выше видно, что фюзеляж вертолета при наличии путевой скорости создает подъемную силу при минимальном своем сопротивлении. Фюзеляж имеет стояночный положительный угол атаки, обеспечивающий оптимальный взлет по манолетному. Несущий винт имеет установочный (исходный) наклон вперед с целью обеспечения тяги в горизонтальной плоскости при взлете по самолетному. А при взлете по вертикальному этот наклон зеркала винта убирается, зеркало винта устанавливается в горизонт. Это достигается торможением задних колес шасси.

Имея развитое хвостовое оперение и, в том числе, аэродинамический гребень, вертолет приобрел дополнительную путевую устойчивость.

Все хвостовое оперение обеспечивает управление вертолетом без рулевого винта, который, как правило, потребляет 10-15% мощности силовой установки и не всегда обеспечивает управление вертолетом. Проблемы путевого управления, изложенные у А.М.Володко, с.255, решены, таким образом, увеличением эффективности хвостового оперения и, в первую очередь, отклонением вертикального руля-стабилизатора в вертикальной поперечной плоскости. Такое управление проще, легче, надежнее, приемлет дублирование.

Поскольку при взлете и посадке по вертолетному неподвижное крыло ухудшает динамику существующих вертолетов, то у предложенной конструкции крыло выполнено с поворотными консолями, раздельно отклоняющимися в габаритах несущего винта.

Независимое крепление полукрыльев обеспечивает задание разных углов атаки им, что даст возможность выполнять развороты, парировать реакцию несущего винта при любом режиме его работы. Поскольку поворотными выполнены только консоли крыла, имеющие к тому же аэродинамическую компенсацию, то экипаж в состоянии мускольной силой управлять ими.

Таким образом, вертолет получил управление как только за счет хвостового оперения, так и только за счет полукрыльев при любом режиме полета.

Изобретение относится к авиации и касается устройства корпуса вертолета. Вертолет содержит фюзеляж, выполненный в виде крыла, размах которого меньше хорды его профиля, эллипсообразный в поперечном сечении, имеющий аэродинамический гребень, расположенный в вертикальной плоскости; вертикальное оперение состоит из руля-стабилизатора курса, имеющего возможность вращаться на угол управления и вокруг строительной оси в вертикальной поперечной плоскости, крыло выполнено в виде двух независимых шарнирно закрепленных в центроплане (фюзеляже) полукрыльев, изменяющих угол атаки до 90^o. 2 ил.

Вертолет, содержащий фюзеляж с установленными на нем двумя несущими крыльями, несущий винт и хвостовое оперение, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен в виде крыла с размахом, меньшим хорды его профиля, и эллипсообразным поперечным сечением, при этом на верхней части фюзеляжа расположен продольный аэродинамический гребень, хвостовое оперение включает вертикальную поверхность управления, установленную на фюзеляже с возможностью поворота в горизонтальной и вертикальной плоскостях, а узел установки на фюзеляже крыльев выполнен шарнирно с возможностью независимого поворота каждого крыла на угол до 90^o.