ЛОПАСТЬ НЕСУЩЕГО ВИНТА С РЕГУЛИРУЕМЫМ ДИАМЕТРОМ И СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ СООБЩЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОМУ АППАРАТУ ПОСТУПАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ Российский патент 1999 года по МПК B64C27/46 

Настоящее изобретение относится к поворотному несущему винту, используемому в летательных аппаратах, имеющих несущие винты регулируемого диаметра, а более конкретно к несущему винту регулируемого диаметра, имеющему смещенный угол закручивания в его выдвинутом положении для обеспечения улучшенных летно-технических характеристик.

Летательный аппарат с поворотным несущим винтом является летательным аппаратом, который, как правило, имеет пару способных поворачиваться гондол, содержащих систему двигателя и несущего винта, поддерживаемых на крыльях летательного аппарата. Гондолы выполнены с возможностью перемещения между вертикальным положением, когда приводимые в действие двигателем несущие винты служат в качестве несущих винтов вертолета для вертикального взлета и посадки, и горизонтальным положением, когда несущие винты служат в качестве воздушных винтов для обеспечения полета в направлении вперед.

Как правило, в настоящее время для работы летательного аппарата с поворотным несущим винтом используют систему несущего винта постоянного диаметра, которая представляет определенный компромисс конструкции между требованиями полета в режиме зависания и требованиями полета в крейсерском режиме с высокой скоростью. Поскольку сила тяги несущих винтов при полете в режиме зависания должна поднимать весь большой вес, несущие винты имеют значительно большие размеры, чем необходимо для полета в крейсерском режиме, когда крылья несут вес и требуемая для сообщения вперед сила тяги несущих винтов составляет только небольшую часть большого веса. И наоборот, несущие винты имеют недостаточные размеры для работы летательного аппарата в режиме вертолета, компромисс для требования размера для полета в крейсерском режиме, и это приводит к нежелательной высокой нагрузке на площадь, ометаемую несущим винтом при полете в режиме зависания. Тенденции нагрузки на площадь, ометаемую несущим винтом, для обычных поворотных несущих винтов составляют порядок двух, что для обычных вертолетов для данного большого веса приводит к потреблению высокой мощности зависания, уменьшенной длительности зависания и чрезмерным скоростям скоса потока вниз.

Коэффициент полезного действия подъема (аэродинамическая подъемная сила на единицу мощности двигателя) уменьшается, когда увеличиваются нагрузки на площадь, сметаемую несущим винтом. Большинство вертолетов для достижения приемлемого коэффициента полезного действия подъемной силы и для поддержания приемлемой скорости скоса потока вниз в турбулентном следе несущего винта работают при нагрузках на площадь, сметаемую несущим винтом, которые составляют менее 10 фунтов х квадратный фут. Нагрузки на площадь, ометаемую несущим винтом, равные приблизительно 14 фунтов х квадратный фут или выше, приводят к мгновенному увеличению скоростей скоса потока вниз. Данный летательный аппарат с поворотным несущим винтом имеет нагрузки на площадь, ометаемую несущим винтом в диапазоне приблизительно 73-122 килограммов х квадратный метр (15-25 фунтом х квадратный фут). Для поворотного несущего винта скорости скоса потока вниз дополнительно увеличиваются в плоскости симметрии вдоль фюзеляжа вследствие эффектов интерференции в случае размещения несущих винтов бок о бок. Другим недостатком высоких нагрузок на площадь, сметаемую несущим винтом, является то, что при работе в режиме вертолета сильно ухудшается характеристика авторотации. Скорость авторотации снижения будет высока, и запасенная кинетическая энергия несущего винта, имеющаяся в наличии для мягкой посадки, будет относительно низка. Таким образом, в то время как вертолеты могут безопасно садиться без приложения мощности, невероятно, что обычные поворотные несущие винты будут способными обеспечить такое.

В предшествующем разделе описываются преимущества большого диаметра несущего винта для работы летательного аппарата в режиме вертолета, так как он обеспечивает низкую нагрузку на площадь, ометаемую несущим винтом, что приводит к элективной работе, низким уровням шумов и уменьшенным скоростям скоса потока вниз. С другой стороны, относительно малый диаметр является преимуществом в режиме воздушного винта для уменьшения (окружной) скорости конца лопасти и площади поверхности лопастей для увеличения эффективности сообщения движения вперед, минимизации аэроупругой реакции лопастей на имеющие место воздушные нагрузки и для упрощенного наземного перемещения. Одним способом примирения этих противоречивых требований является применение несущего винта регулируемого диаметра.

При использовании несущего винта регулируемого диаметра несущий винт может быть установлен при максимальном диаметре для полета в режиме зависания для обеспечения эффективности и низкой рабочей нагрузки на площадь, ометаемую несущим винтом, а затем диаметр может быть уменьшен на любую величину до приблизительно 40% для полета в крейсерском режиме с высокой скоростью в режиме аэроплана при уменьшении как скорости конца лопасти, так и площади поверхности лопастей. Способность развивать тяговое усилие намного ближе приближается к требованиям полета в крейсерском режиме без необходимости большого уменьшения числа оборотов в минуту, требуемого для обычных поворотных несущих винтов.

Телескопическими лопастями регулируемого диаметра являются лопасти с двумя или более жесткими сегментами на лопасть, которые для изменения диаметра несущего винта могут телескопически перемещаться (выдвигаться/вдвигаться) относительно друг друга. Отношения выдвижения изменяются в зависимости от числа телескопических сегментов. При самой простой конфигурации, с двумя радиальными сегментами, может быть достигнуто отношение выдвижения, равное приблизительно 1,8-1. Для выдвижения этих лопастей было предложено множество механизмов, включающих в себя тросы и пластины, винтовые приводы, сжимаемые и несжимаемые гидравлические системы, реечную и плунжерную передачу, вместе с различными видами жестких механических тяг. Телескопичность имеет то преимущество, что она позволяет выдвижение при полной скорости вращения без введения значительных изгибающих нагрузок в любом направлении. Уменьшение радиуса несущего винта с двухсегментной телескопической лопастью является более чем достаточным для приспособления в высокоскоростном летательном аппарате с поворотным несущим винтом.

В патенте Франции N 1536732 описывается невыдвигаемая лопасть несущего винта, которая имеет механизм для регулируемого пилотом изменения угла установки лопасти внешней части лопасти несущего винта.

Для обеспечения несущих винтов регулируемого диаметра были предложены различные механизмы. Например, в патентах США 4142697, 3884594, 3713751 и 3397094 описываются телескопические наружные части лопасти, которые выполнены с возможностью перемещения поверх внутренних секций лопасти. Однако, обеспечивая способность регулируемого диаметра, такие конструкции имеют присущие компромиссы в том отношении, что для приспособления выдвижения и вдвижения одной секции лопасти поверх другой угол закручивания лопасти должен быть линейным по всей длине. Например, в патенте США N 3397094 внутренняя секция не имеет полости или угол закручивания, чтобы позволить выдвижение и вдвижение. Лопасти линейного угла закручивания не являются оптимально эффективными, так как при высоких отношениях коэффициент тяги/величина покрытия винта внутренняя секция аэродинамического профиля испытывает состояние преждевременного срыва потока при полете в режиме зависания. При полете в режиме перемещения вперед на внутренних секциях лопасти также создаются большие области отрицательной подъемной силы, что уменьшает эффективности полета в крейсерском режиме.

Целью настоящего изобретения является обеспечение несущего винта регулируемого диаметра с улучшенной эффективностью при полете в режиме зависания. Другой целью настоящего изобретения является обеспечение несущего винта регулируемого диаметра с улучшенной эффективностью при движении вперед при полете в крейсерском режиме.

Эти и другие цели настоящего изобретения достигают путем обеспечения несущего винта регулируемого диаметра для летательного аппарата, который содержит внутреннюю секцию, наружную секцию, приспособление для телескопического перемещения наружной секции относительно внутренней, секции для изменения диаметра несущего винта, при этом внутренняя секция имеет угол закручивания, который увеличивается линейно от конца комеля к ее наружному концу, наружная секция имеет угол закручивания, который является линейным от участка комеля до ее наружного участка, причем (угол закручивания внутренней и) внешней секций устанавливают при смещенном угле закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями. Это смещение может быть получено путем модификации принимающей полости лопасти наружной секции для получения смещения на поверхности раздела между внутренней и наружной секциями. Внешний слой наружной секции несущего винта необязательно модифицируют для получения эквивалентного положительного приращения угла закручивания. Предпочтительно это получают поворотом в хвостовой части 30% хорды секции аэродинамического профиля на определенный угол, причем отклонение является максимальны у комеля лопасти и линейно уменьшается до нуля градусов на конце лопасти. Как правило, используют отклонение равное приблизительно пяти градусам.

Описывается также способ увеличения эффективности сообщения движения вперед в лопасти несущего винта регулируемого диаметра, содержащий этапы обеспечения лопасти несущего винта регулируемого диаметра, имеющей внутреннюю секцию аэродинамического профиля, наружную секцию аэродинамического профиля, приспособление для телескопического перемещения наружной секции относительно внутренней секции для изменения диаметра несущего винта и отличающийся размещением наружной секции при смещенном угле закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями.

Когда лопасть выдвигается для работы в режиме полета зависания, внутренний смещенный угол закручивания позволяет обеспечить работу при высоких углах установки лопасти без преждевременного срыва потока, позволяя, таким образом, эффективную работу при высоких отношениях коэффициент тяги/величина покрытия винта. При полете в крейсерском режиме вперед эквивалентное приращение угла закручивания обеспечивает работу внутренних секций аэродинамического профиля при более высоких углах установки лопасти для уменьшения областей отрицательной подъемной силы и увеличения эффективности сообщения вперед при полете в крейсерском режиме.

Ниже приводится краткое описание чертежей, где:
Фиг. 1А и В - виды летательного аппарата, имеющего пару несущих винтов, показанных вдвинутыми на фиг.1А для полета в направлении вперед и выдвинутыми на фиг.1В для полета в режиме зависания.

Фиг. 2 - вид лопасти предшествующего уровня техники, обладающий в поперечном сечении постоянными линейными углами закручивания от комеля до наружного конца.

Фиг.ЗА, В и С - поперечные сечения вида лопасти, приведенного на фиг.2.

Фиг. 4 - вид лопасти настоящего изобретения, имеющей смещение в области сопряжения между внутренней и наружной секциями.

Фиг.5 - сечение по линии 5-5 фиг.4.

Фиг. 6 - базовый график лопасти с линейным постоянным углом закручивания предшествующего уровня техники.

Фиг. 7 - базовый график лопасти со смещенным углом закручивания настоящего изобретения.

Фиг. 8 - поперечное сечение наружной секции лопасти, на котором показано эквивалентное приращение угла закручивания.

Фиг. 9А и В - перспективные виды выдвинутой лопасти, на которых показано эквивалентное приращение угла закручивания.

Фиг.10А и В - поперечные сечения по линиям 10А-10А и 10В-10В фиг.9А.

На фиг.11 показано типовое устройство винтового домкрата для выдвигания лопасти.

Ниже приводится подробное описание настоящего изобретения.

На фиг. 1А и В показано, что летательный аппарат 1 имеет пару гондол несущего винта 2, которые могут поворачиваться из горизонтальной плоскости в вертикальную плоскость. Каждая гондола имеет несущий винт 3, несущий лопасти регулируемого диаметра 4. На фиг. 1А лопасти несущего винта вдвинуты для полета в направлении вперед, а на фиг.1В лопасти несущего винта выдвинуты для полета в режиме зависания. С целью иллюстрации каждый несущий винт имеет три лопасти, хотя могут быть использованы две или более лопасти. Для простоты иллюстрации не будут обсуждаться механизмы приведения в действие системы несущего винта регулируемого диаметра, например двигатель, трансмиссия и система зубчатой передачи. Достаточно сказать, что такие механизмы являются известными в технике, как описано в патентах США 4142697, 3884594 и 3713751.

Как правило, выдвигание и вдвигание лопасти приводят в действие с помощью промежуточного вала с резьбой, который вращают с помощью зубчатого колеса в ступице несущего винта (например, фиг.11). Промежуточный вал входит в зацепление с нарезной гайкой, закрепленной в наружной секции планками, так что вращение промежуточного вала приводит либо к тому, что он тянет гайку и наружную секцию в направлении к ступице или приводит ее в движение в направлении от ступицы для увеличения диаметра несущего винта. Для обеспечения системы несущего винта регулируемого диаметра в соответствии с настоящим изобретением для летательного аппарата, конечно, могут быть использованы другие приспособления.

На фиг.2 показана лопасть 5 предшествующего уровня техники. Эта лопасть имеет внутреннюю секцию 6, наружную секцию 7, которая телескопически перемещается поверх внутренней секции в течение выдвижения в конфигурацию максимального диаметра. На фиг.3А показан линейный угол внутренней секции, на фиг. В показана область сопряжения, где имеется непрерывная линейность между секциями, и на фиг.С показано поперечное сечение наружной секции.

На фиг. 4 показана лопасть регулируемого диаметра в соответствии с настоящим изобретением. Лопасть 10 имеет внутреннюю секцию 11 с линейным углом закручивания, которая простирается от конца комеля 12 внутренней секции к ее наружному концу 13. Наружная секция 14 имеет принимающую полость внутренней лопасти 15, которая телескопически перемещается поверх внутренней секции 11, причем наружная секция скользит поверх внутренней секции. Наружная секция имеет подшипник 16, который закрепляют на ее внутреннем конце 17. Опорный подшипник имеет канал 18, через который скользит внутренняя секция. Этот канал имеет форму, согласующуюся с формой внутренней секции. Внутренняя секция имеет подобный опорный подшипник 13, закрепленный на наружном ее конце, который (поступательно) перемещается в принимающей полости наружной секции. Подшипник 19 имеет в нем комплементарный канал 20 для приема в нем наружного конца 13.

Подшипниковые каналы 18 и 20 определяют градус, до которого в лопасть вводится смещенный угол закручивания. Из фиг.5 следует, что подшипник 16 имеет канал 18, расположенный под углом смещения А относительно оси 21 наружной секции. Оба подшипниковых канала 18 и 20 являются идентичными для соответственного введения угла смещения в сопряжении между внутренней и наружной секциями. Это обеспечивает ступенчатое изменение в угле закручивания лопасти. Например, в полностью выдвинутом положении, в сопряжении, внутренняя секция может иметь линейный угол закручивания, равный приблизительно 6 градусам относительно местоположения 75% радиуса, в то время как конец комеля наружной секции имеет угол закручивания, равный приблизительно 14 градусам относительно той же точки. В лопасть настоящего изобретения вводят смещение, предпочтительно равное 4-15 градусам, а более предпочтительно - 5-10 градусам.

На фиг. 6 показан обычный график базовой линии линейного угла закручивания для типового несущего винта регулируемого диаметра при выдвинутой лопасти. Угол закручивания наносят на график в зависимости от длины лопасти, измеренный относительно угла установки лопасти в местоположении 75% радиуса. На фиг. 7 линия В для сравнения, показан профиль лопасти настоящего изобретения, которая имеет смещение угла закручивания в сопряжении между внутренней и наружной секциями лопасти, равное приблизительно 7 градусам.

Для увеличения смещения необязательно обеспечивают дополнительный градус эквивалентного угла закручивания. Эквивалентное приращение угла закручивания прикладывается к внутреннему концу наружной секции лопасти и достигается поворотом 30% хвостовой части хорды секции аэродинамического профиля на определенный угол, причем это отклонение является максимальным на конце комеля наружной секции лопасти и линейно уменьшается до нуля градусов в местоположении большего размаха лопасти. Например, ссылаясь на фиг.8, внутренний конец наружной секции будет иметь задний край, расположенный под углом С, равным приблизительно пяти градусам относительно оси лопасти. В определенном положении по размаху лопасти этот угол закручивания будет постепенно уменьшаться до нуля градусов. Эффективный угол закручивания приводит к увеличению смещения в сопряжении приблизительно 3 градуса, показанном пунктирной линией D на фиг. 7. Может быть использован эквивалентный угол закручивания 2-10 градусов, предпочтительно 3-7 градусов. Фиг.9А и В являются перспективными видами, иллюстрирующими эквивалентный угол закручивания заднего края.

В предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения внутренняя секция аэродинамического профиля имеет угол установки лопасти относительно местоположения 75% радиуса, изменяющийся линейно от приблизительно 20 градусов у комеля (смотри фиг.10В) до 6 градусов на наружном конце (смотри фиг. 10А). Соединение с внешней секцией аэродинамического профиля имеет угол, изменяющийся линейно от приблизительно 13 градусов внутри до -10 градусов снаружи. Наружный аэродинамический профиль дополнительно изменяется по кривизне вдоль заднего края, как показано линией D фиг.7 для выполнения эквивалентного увеличения угла установки лопасти приблизительно 3 градуса на внутреннем конце наружного аэродинамического профиля.

Поперечное сечение аэродинамического профиля может быть любой требуемой конфигурации и секция лопасти может быть выполнена из любого соответствующего материала, например металла, то есть алюминия, или композитного материала, то есть эпоксидного соединения армированного графитом. Кроме того, наружная секция может иметь различные конфигурации законцовки за полостью, принимающей внутреннюю секцию, для увеличения летно-технических характеристик. Область законцовки может иметь любое требуемое распределение угла закручивания, стреловидность или сужение к его секции аэродинамического профиля. Например, как показано на фиг.9А и В, для уменьшения возбуждаемого лобового сопротивления, улучшения способности крутого взлета при низкой скорости и экономии топлива, может быть введено линейное сужение величиною между 0,85 и 1,00R.

Лопасть несущего винта регулируемого диаметра по настоящему изобретению раскрывает конструкцию несущего винта, который при полете в режиме зависания работает без срыва потока внутренней секции аэродинамического профиля, обеспечивая, таким образом, эффективную работу при высоких отношениях коэффициент тяги/величина покрытия винта. Смещенный угол закручивания в соединении внутренней/наружной лопасти обеспечивает работу несущего винта в режиме полета в направлении вперед при более высоких углах установки лопасти для уменьшения отрицательной подъемной силы и повышает эффективность сообщения движения вперед. При использовании лопасти по настоящему изобретению существенно уменьшается нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, улучшая способность коммерческой нагрузки и уменьшая скорость скоса потока вниз.

Хотя были показаны и описаны предпочтительные варианты воплощения настоящего изобретения, для специалистов в этой области техники будет очевидно, что без отклонения от объема настоящего изобретения могут быть сделаны различные изменения и модификации. Например, для обеспечения смещенного угла закручивания в соответствии с настоящим изобретением вместо опорных подшипниковых каналов может быть использована угловая втулка.

Изобретение относится к авиастроению и касается конструирования лопастей несущих винтов с регулируемым диаметром. Лопасть несущего винта с регулируемым диаметром имеет внутреннюю и наружную секции аэродинамического профиля, а также приспособление для телескопического перемещения наружной относительно внутренней секции аэродинамического профиля. Обе секции выполнены с углом закручивания, линейно изменяющимся от конца комля до наружных концов секций лопасти. Наружная секция размещена со смещенным углом закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями. Способ увеличения эффективности сообщения летательному аппарату поступательного движения заключается в телескопическом перемещении наружной секции аэродинамического профиля лопасти несущего винта относительно внутренней для изменения диаметра несущего винта. Наружную секцию располагают со смещенным углом закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями. Технический результат реализации группы изобретений заключается в повышении эффективности работы несущего винта летательного аппарата в режиме висения и при полете с крейсерской поступательной скоростью движения. 2 с. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Лопасть несущего винта с регулируемым диаметром, содержащая внутреннюю секцию аэродинамического профиля, наружную секцию аэродинамического профиля и приспособление для телескопического перемещения наружной секции относительно внутренней для изменения диаметра несущего винта, причем обе секции имеют угол закручивания, линейно изменяющийся от конца комля до их наружных концов, отличающаяся тем, что наружная секция размещена со смещенным углом закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями. 2. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что хвостовая часть наружной секции на длине, равной 30% от ее хорды в направлении от внутреннего к наружному концу секции, повернута относительно оси лопасти для получения смещенного угла эквивалентного закручивания в пределах от 2 до 10^o в сопряжении между внутренней и наружной секциями. 3. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что угол закручивания внутренней секции относительно горизонтальной плоскости изменяется линейно от конца комля к ее наружному концу в пределах от 21 до 6^o. 4. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что угол закручивания наружной секции относительно горизонтальной плоскости изменяется линейно от 13^o на ее внутреннем конце до - 10^o наружном конце этой секции. 5. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что смещенный угол закручивания в сопряжении составляет 4 - 15^o. 6. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что наружная секция имеет полость для размещения в ней внутренней секции при ее вдвигании или выдвигании и пару опорных подшипников, расположенных в этой полости, причем каждый подшипник имеет канал для поддержания в нем внутренней секции, при этом каналы расположены под углом 4 - 15^o относительно горизонтальной плоскости для обеспечения смещенного угла закручивания между внутренней и наружной секциями. 7. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что наружный конец наружной секции имеет сужающуюся законцовку. 8. Способ увеличения эффективности сообщения летательному аппарату поступательного движения, заключающийся в телескопическом перемещении наружной секции аэродинамического профиля лопасти несущего винта относительно внутренней для изменения диаметра несущего винта, отличающийся тем, что наружную секцию располагают со смещенным углом закручивания относительно внутренней секции для обеспечения сопряжения угла закручивания между внутренней и наружной секциями. 9. Способ по п.8, отличающийся тем, что смещенный угол закручивания в сопряжении составляет 4 - 15^o.