СИСТЕМА КОМПЕНСАЦИИ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЁТА Российский патент 2005 года по МПК B64C19/00 B64C27/04 

Описание патента на изобретение RU2245821C1

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах.

Известен одновинтовой вертолет, состоящий из фюзеляжа, кинематически соединенного с несущим винтом, хвостовой балки, закрепленной на заднем отсеке фюзеляжа, концевой балки, соединенной с задней оконечностью хвостовой балки, рулевого винта, установленного на концевой балке, при этом хвостовая балка имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен обтекаемой формы и сужается от заднего отсека фюзеляжа по мере приближения к концевой балке. Выполнение хвостовой балки с внешним профилем, имеющим достаточно обтекаемую верхнюю часть и нижнюю достаточно плоскую часть, которые в месте сопряжения образуют достаточно острые две сплошные грани от заднего отсека фюзеляжа до оконечности хвостовой балки, обеспечивает большую транспортную мощность и высокую сопротивляемость вертолета воздействию индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта, особенно, в режиме висения. (Патент FR № 2582615. Вертолет. - МКИ: В 64 С 27/04, 1/00. - ВОИС. “Патенты”. - №49 от 05.12.1986 г.). Недостатком известного вертолета является недостаточная маневренность вертолета по рысканию, особенно, с разворотом в направлении вращения несущего винта в условиях малой плотности воздуха, приводящей к срыву потока воздуха с лопастей рулевого винта.

Известна система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную концевую балку, установленную на задней оконечности хвостовой балки под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта. Уравновешивание реакции связей фюзеляжа от вращающего момента несущего винта обеспечивается с помощью момента силы, создаваемой дополнительным усилием тяги рулевого винта на конце хвостовой балки путем увеличения угла установки лопастей рулевого винта. При прочих равных условиях угол установки лопастей рулевого винта, потребный для компенсации реактивного момента несущего винта, возрастает с уменьшением плотности воздуха. Для путевой балансировки вертолета применяется профилированная килевая балка с поворотом на угол 5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа в направлении, противоположном вращению несущего винта, которая на режиме горизонтального полета создает дополнительную боковую аэродинамическую силу, противодействующую реактивному моменту несущего винта. (Кн. Володко А.М. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов: Учеб. пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1988. - с.136-141, 180). Данная система принята за прототип.

Недостатком известной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, принятой за прототип, является недостаточная управляемость вертолетом при околонулевых скоростях полета и в условиях низкого атмосферного давления воздуха. Это связано с тем, что взлет с высокогорных площадок лимитируется не только располагаемой мощностью силовой установки, но и запасом путевого управления, который вообще является одним из наиболее важных факторов, определяющих безопасные условия летной эксплуатации одновинтовых вертолетов, и на который существенное влияние оказывает барометрическая высота висения вертолета и температура наружного воздуха, т.е. по существу плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха требуется больший общий шаг несущего винта и соответственно угол установки лопастей рулевого винта, т.е. запас путевого управления в направлении вращения несущего винта уменьшается, так как диапазон углов установки лопастей рулевого винта ограничен срывом потока воздуха с лопастей. Несоблюдение этих ограничений может привести к самопроизвольному неуправляемому вращению вертолета в направлении, противоположном вращению несущего винта, и закончиться столкновением его с землей.

Основной задачей предлагаемого технического решения является создание системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, обеспечивающей повышение управляемости вертолета по рысканию при околонулевых скоростях полета, особенно в условиях низкой плотности воздуха, а также увеличение потолка полетов вертолетов.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета с рулевым винтом на конце хвостовой балки в условиях низкой плотности воздуха и увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха, воздействующего на хвостовую балку с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной системе компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащей рулевой винт, профилированную килевую балку, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки и расположенную под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, согласно предложенному техническому решению:

1) в нее функционально введена хвостовая балка, для чего последняя выполнена с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим, преимущественно, при околонулевых скоростях полета вертолета под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующий реактивному моменту;

2) внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки выполнены с плавным переходом профиля от каплевидной формы с хордой в плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки к крыловидному профилю на задней ее оконечности;

3) хвостовая балка выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки до максимального угла наклона хорды на участке с наибольшей скоростью индуктивного потока воздуха;

4) носок профиля поперечных сечений выполнен с радиусом сопряжения вдоль хвостовой балки;

5) угловой поворот профиля поперечных сечений хвостовой балки выполнен относительно центра радиуса сопряжения носка, расположенного на прямой, проходящей через центр радиуса сопряжения носка каплевидного профиля;

6) винтообразная форма хвостовой балки выполнена на длине, по крайней мере, равной 0,7 радиуса вращения лопасти несущего винта;

7) на хвосте аэродинамического профиля поперечного сечения хвостовой балки вдоль последней установлен аэродинамический щиток, по крайней мере, в зоне наибольшей скорости индуктивного потока воздуха;

8) аэродинамический щиток выполнен с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля хвостовой балки;

9) аэродинамический щиток выполнен выдвижным.

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”.

На фиг.1 схематично показаны силы, действующие на вертолет, вид сверху; на фиг.2 - схема индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта вертолета; на фиг.3 - внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки; на фиг.4 - сечение А-А хвостовой балки на фиг.2; на фиг.5 - сечение Б-Б хвостовой балки на фиг.2; на фиг.6 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с поворотным аэродинамическим щитком; на фиг.7 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с выдвижным аэродинамическим щитком.

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит хвостовую балку 1, закрепленную на грузовом отсеке фюзеляжа 2, профилированную килевую балку 3, развернутую в горизонтальной плоскости на угол α=5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2 в направлении, противоположном направлению вращения лопастей 5 несущего винта с крутящим моментом Мнв, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки 1, и рулевой винт 6 с устройством 7 управления шагом лопастей, тянущими хвостовую балку 1 с усилиями, соответственно, Ркб и Ррв, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты Мкб и Мрв, противодействующие реактивному моменту МR (фиг.1). От вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω создается вихревой индуктивный поток воздуха с переменной величиной скорости Vi на длине R лопасти 5, который направлен на хвостовую балку 1 (фиг.2). Хвостовая балка 1 имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен с аэродинамическим профилем и сужается от грузового отсека фюзеляжа 2 по мере приближения к килевой балке 3 (Фиг.3). У грузового отсека фюзеляжа 2 хвостовая балка 1 выполнена с внешним обводом поперечного сечения каплевидной формы 8 с хордой 9, расположенной в плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2, при котором угол ϕ1=0° (фиг.4). По мере приближения к килевой балке 3 внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки 1 плавно переходят к крыловидному профилю 10 с хордой 11 (фиг.5). Вектор скорости Vi индуктивного потока воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта направлен на профилированную хвостовую балку 1 под углом β относительно вертикальной плоскости симметрии 4 и, воздействуя на аэродинамический профиль обводов поперечных сечений хвостовой балки 1, создает последней аэродинамическую интегрированную силу Рхб, противодействующую реактивному моменту МR. Хвостовая балка 1 выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом хорды 9 каплевидного профиля 8 обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки с ϕ1=0° до максимального наклона хорды 12 аэродинамического профиля 13 поперечного сечения с углом ϕnmax, соответствующим зоне с наибольшей скоростью Vmax индуктивного потока воздуха от несущего винта, с которым хвостовая балка 1 выполнена на длине от 0,5 до 0,9 радиуса R вращения лопасти 5. Носок профиля поперечных сечений вдоль хвостовой балки 1 выполнен, соответственно, с радиусами сопряжения от r1 до rn. Центры углового поворота профилей поперечного сечения по длине хвостовой балки расположены на прямой 14, проходящей через центр О радиуса r1 сопряжения носовой части каплевидного профиля 8 у грузового отсека фюзеляжа 2. На хвосте аэродинамического профиля хвостовой балки 1 вдоль последней установлен аэродинамический щиток 15 на длине, по крайней мере, соответствующей зоне с наибольшей скоростью Vmax индуктивного потока воздуха, с возможностью изменения угла наклона γ относительно хорды аэродинамического профиля сечения хвостовой балки 1 (Фиг.6). Аэродинамический щиток 15 может быть выполнен выдвижным (Фиг.7).

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом.

При управлении полетом одновинтового вертолета по курсу реактивный момент MR, действующий на фюзеляж 2 от вращающего момента Мнв несущего винта, уравновешивается моментами сил, развиваемых тягой Pрв рулевого винта 6 посредством регулирования угла установки его лопастей с помощью устройства управления 7, и аэродинамической силой Ркб от профилированной килевой балки 3 за счет циркуляционного обтекания ее встречным скоростным потоком воздуха, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты Мрв и Мкб, соответственно, противодействующие реактивному моменту MR.

При управлении полетом одновинтового вертолета по рысканию, т.е. с околонулевыми скоростями, а также в условиях низкой плотности воздуха, часть реактивного момента MR, действующего на фюзеляж 2 от вращающего момента Мнв несущего винта, компенсируется дополнительным моментом интегрированной силы Рхб, создаваемой на хвостовой балке 1 циркуляционным обтеканием аэродинамических профилей ее сечений индуктивным потоком воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω. Полученный запас тяги рулевого винта 6, равный dPрврвхб, позволяет исключить срыв потока воздуха на его лопастях при висении или подъеме одновинтового вертолета и используется для повышения управляемости вертолета по рысканию. При необходимости аэродинамический щиток 15 отклоняется на угол γ относительно хорды аэродинамического профиля или выдвигается по поверхности аэродинамического профиля, увеличивает момент силы Рхб и тем самым увеличивает запас тяги рулевого винта 6.

Предложенная система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволит обеспечить безопасность полетов вертолетов при околонулевых скоростях полета, особенно в горных условиях, характеризующихся низкой плотностью воздуха, и значительно повысить потолок полета до уровня, располагаемого несущим винтом и мощностью силовой установки.

Предполагается патентование предложенной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета за рубежом по системе РСТ.

Похожие патенты RU2245821C1

название год авторы номер документа
КОМПЕНСАТОР РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЁТА 2015
  • Шпади Андрей Леонидович
RU2577932C1
ВЕРТОЛЕТ И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОДНОВИНТОВЫМ ВЕРТОЛЕТОМ 2002
  • Бугаков И.С.
  • Бусыгин Е.В.
  • Ивчин В.А.
  • Костров М.Ю.
  • Лаврентьев А.П.
  • Назаров Н.А.
  • Овчинников В.И.
  • Степанов А.И.
  • Шацкий Г.Ю.
  • Шершуков В.Д.
  • Якубов В.К.
RU2238221C2
ВЕРТОЛЕТ 2003
  • Ивчин В.А.
  • Назаров Н.А.
  • Овчинников В.И.
  • Шацкий Г.Ю.
  • Якубов В.К.
RU2246426C1
СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ С ДВИЖИТЕЛЬНО-РУЛЕВОЙ СИСТЕМОЙ 2016
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2629478C2
СКОРОСТНОЙ КОМБИНИРОВАННЫЙ ВИНТОКРЫЛ 2016
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2610326C1
БЕСПИЛОТНЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ, ДЕСАНТИРУЕМЫЙ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ 2016
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2627975C2
УСТРОЙСТВО ДОПОЛНИТЕЛЬНОЙ КОМПЕНСАЦИИ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА 2005
  • Рождественский Михаил Георгиевич
RU2281226C1
БЕСПИЛОТНЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ 2017
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2664024C2
СКОРОСТНОЙ СВЕРХМАНЕВРЕННЫЙ ВИНТОКРЫЛ 2012
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2480379C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ МАЛОЗАМЕТНЫЙ САМОЛЕТ-ВЕРТОЛЕТ 2018
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2692742C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 245 821 C1

Реферат патента 2005 года СИСТЕМА КОМПЕНСАЦИИ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЁТА

Изобретение относится к авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах. Вертолет содержит 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, противодействующий 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. Технический результат - повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета, увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха. 8 с.п. ф-лы, 7 ил.

Формула изобретения RU 2 245 821 C1

1. Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную килевую балку, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки и расположенную под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, отличающаяся тем, что в нее функционально введена хвостовая балка, для чего последняя выполнена с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим преимущественно при околонулевых скоростях полета вертолета под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующий реактивному моменту.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки выполнены с плавным переходом профиля от каплевидной формы с хордой в плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки к крыловидному профилю на задней ее оконечности.3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что хвостовая балка выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки до максимального угла наклона хорды на участке с наибольшей скоростью индуктивного потока воздуха.4. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что носок профиля поперечных сечений выполнен с радиусом сопряжения вдоль хвостовой балки.5. Система по п.3 или 4, отличающаяся тем, что угловой поворот профиля поперечных сечений хвостовой балки выполнен относительно центра радиуса сопряжения носка, расположенного на прямой, проходящей через центр радиуса сопряжения носка каплевидного профиля.6. Система по п.3 или 5, отличающаяся тем, что винтообразная форма хвостовой балки выполнена по длине, по крайней мере, равной 0,7 радиуса вращения лопасти несущего винта.7. Система по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что на хвосте аэродинамического профиля поперечного сечения хвостовой балки вдоль последней установлен аэродинамический щиток, по крайней мере, в зоне наибольшей скорости индуктивного потока воздуха.8. Система по п.6, отличающаяся тем, что аэродинамический щиток выполнен с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля хвостовой балки.9. Система по п.6, отличающаяся тем, что аэродинамический щиток выполнен выдвижным.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2005 года RU2245821C1

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОЕ ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА 2000
  • Дудник В.В.
RU2186711C2
ВЕРТОЛЕТ С ОДНИМ НЕСУЩИМ ВИНТОМ И СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА 1993
  • Филипп Алэн Ролле[Fr]
  • Поль Жерар Эглэн[Fr]
RU2086476C1
US 4708305 A, 24.11.1987
СПОСОБ ИЗВЛЕЧЕНИЯ И ОТПРАВЛЕНИЯ НА РЕЦИКЛ РУТЕНИЕВЫХ ГОМОГЕННЫХ КАТАЛИЗАТОРОВ 2011
  • Барники Скотт Дональд
  • Кейнел Джеффри Скотт
  • Хэмптон Кеннет Уэйн Мл.
  • Серво Эдуардо Галлас
RU2582615C2

RU 2 245 821 C1

Авторы

Бугаков И.С.

Бусыгин Е.В.

Лаврентьев А.П.

Овчинников В.И.

Степанов А.И.

Шершуков В.Д.

Даты

2005-02-10Публикация

2003-07-21Подача