Коаксиален високоскоростен хеликоптер, патенти банка

Изобретението се отнася до авиационната техника, по-специално до апарат коаксиални хеликоптери. Тя предложи коаксиален скорост хеликоптер, включващ корпус, система на двигателя коаксиални синхронизирано винтове носители за контрол на събирателните и циклични стъпка тласкач витлото с оста си хоризонтално разположена, и да се контролира стъпка на витлото и аеродинамична повърхност за стабилизиране и контрол, и механизъм за накланяне ротори система хеликоптер и стабилизираща система.

Изобретението се отнася до авиационната техника, по-специално до апарат коаксиални хеликоптери.

Недостатък на описаната конструкция е, че в високоскоростен ротор режим полет част създава подемна сила и по този начин не създава тяга, т.е. в действителност тя работи като ротор автожир, създавайки вредни съпротивление по-голямо в сравнение с конвенционалните крило на една и съща зона. В допълнение, асиметрията на потока, е все още изискват контролни обезщетение повърхности (най-малко), което усложнява системата за контрол и изискват специално обучение на пилота или на задължително присъствие на автопилота.

Недостатъкът на строителна фирма Сикорски хеликоптери е дело на ротора с висока скорост в автожир режим, т.е. ротор създава подемна сила и хоризонтална тяга, създадена от тласкач витло разположен в крайния участък на хеликоптера. Общата ефективност на вертолета остава висока, за да летят с една и съща скорост на самолета от класическите аеродинамиката изискват много по-малко енергия.

Целта на предлагания модел полезност е да се създаде проектна скорост коаксиален хеликоптер, способен да вертикална излитане и висяща, високоскоростен хоризонтален полет, и по този начин с нисък разход на енергия на полет.

Необходимата технически резултат се постига с това, че скоростта на въртене хеликоптер, включващ корпус, коаксиален система на двигателя синхронизирано ротори за контрол на събирателните и циклични стъпка тласкач витлото с оста си хоризонтално разположена, и за контролиране на стъпка на витлото и аеродинамична повърхност за стабилизиране и контрол, характеризира се с това, че системата е с ротори механизъм наклон хеликоптер и стабилизиране на системата.

Система наклон механизъм на ротора се състои от колона с редуктор и управлявана от наклона устройство колона.

система колонна ротор е свързан шарнирно към корпуса.

Система колонна наклон диапазон ротори е 90 ° -70 ° спрямо хоризонталната ос на хеликоптера.

колона наклон задвижващ механизъм е електромеханично или пневматично или хидравлично.

система хеликоптер стабилизация включва механични и електронни (автопилот) части.

контрол ъгъл механизъм инсталация хоризонталния стабилизатор (НТ) е ​​електромеханично или пневматично или хидравлично.

Двигателят може да бъде с вътрешно горене или възвратно-постъпателно турбореактивен (турбовален) или електрически.

Резюме на полезния модел е илюстрирано чрез чертежи.

1 показва хеликоптер показва основните компоненти; 2, системата за ротор с механизъм колона наклон; 3, скорост вектор диаграма и силите, генерирани от роторната лопатка лопатка на.

Скорост коаксиален хеликоптер, съдържащ (1) корпус 1, който е свързан шарнирно ротор система 2 състои от колона 3 (Фигура 2) коаксиален с 4 винта синхронизирано твърда закрепване на лопатките и за контрол на събирателните и циклични стъпката на лопатките докато колона 3 съдържа коаксиални скоростни валове 5 и 6. в опашната част на корпуса 1 е конфигуриран хоризонталната опашка опашни плоскости, 7 и 8, вертикално подвижно свързан с корпуса 1 и са снабдени с асансьори 9 и посока 10, както и контролен механизъм за настройка на ъгъла D 11. Вътре фюзелажа монтирани 12 на двигателя; междинна предавка 13; предаване на основната кутия 14; предаване на ротора на опашката 15; опашка тласкач витло 16 за контрол на стъпката на витлото; колони 17 наклон задвижване; Електронна стабилизираща (автопилот) 18; система за стабилизиране механична връзка 19.

Устройството работи по следния начин.

12 на двигателя е неподвижно монтиран в корпуса 1, предава мощност с помощта на устройство 13 и преносна система 14 на междинно зъбно колело в ротора 2, и предаването 15 към задната тласкач витлото 16. междинно зъбно колело 13 е конфигуриран да преразпределя частта на системата за мощността на двигателя 12 между роторите 2 и опашка тласкач витлото 16. Въртенето на ротора 4 се синхронизира в кутия 5 и се провежда посредством коаксиални вала 6. Предаване на основната кутия 14 съдържа в своята структура ша Nirni свързан валове за предаване на мощност по всяко ъглово положение на колоната 3. наклон задвижването на колоната 17 служи за промяна на ъгъла на наклона на колона 3 и механичната връзка 19 е свързана с механизъм за контрол хоризонталната опашка 7. GO ъгъл 11 е свързан с хоризонтални ребра 7, от една страна, и колона наклон задвижка 17, от друга страна, и се използва за балансиране на допълнително обезщетение (обрязване).

В излитане и режим на висене, колона 3 роторът е вертикално или има минимален напред ъгъл на наклона γ = 86-90 °. Система ротор 2 работи като конвенционална система коаксиални витла хеликоптер, за да се гарантира стабилност и се използва за контролиране и цикличен контрол обиждат витло контрол стъпка повърхности 7, 8 в този режим са неефективни. В този мотор енергията, изразходвана за насърчаване на винтове, могат да бъдат разделени на два потока: създаване лифт сила (оползотворяване) и въздушния поток под обрат винт (загуба на енергия), относителната ефективност ще бъде около 0.5-0.7 единици ,

В режим хоризонтален полет, колона 3 се накланя напред под ъгъл от 70 ° (γ = 70 °), по-високата скорост напред полета, толкова по-голям ъгъл от винт колона наклон 3. Аеродинамика промени. Наклонените лопатки (азимута сюжетни 0-180 °) и изостава острието (парцел азимут 0-180 °) се използва за максималната входна енергия. Асиметрията на лопатките на срещане на потока и изоставащите взаимно изместени аксиално ориентиран и синхронизирано завъртане на горната и долната винтове 4. На накланяне на колона 3 има промяна балансиране на хеликоптер, центъра на тежестта се измества назад спрямо точката на прилагане на асансьор. До нивото на фюзелажа на хеликоптер 1 по отношение на хоризонта се използва 7. хоризонтална опашка опашни площи 7 ъгъл инсталация спрямо The до фюзелажа 1 е настроен така, че подемната сила, възникваща при оперението, създаване на въртящ момент около центъра на масата на вертолета, за да компенсира достатъчно ребалансиране. Допълнителни сътресения от неравномерност на потока на инцидент се компенсират асансьори и кормила 9 10 под контрола на пилота или автопилота 18.

По време на полета напред, мощността на двигателя, необходимостта за полет, се намалява в сравнение с изискванията за мощност за задържане на курсора и излишните мощности се активира за въртене на натискане винт 16 разположен в задната част на фюзелажа за увеличаване на въздушната скорост.

Висока производителност скорост с ниска консумация на енергия се постига чрез оптимизиран аеродинамичен ротора.

3 показва скорост вектор диаграма и силите, възникващи в крилото на роторната лопатка по време на движение на кръга азимут описано в интервалите 0-180 ° С и 180-360 ° с.

U0 - вектор периферна скорост на ротора;

V0 - вектор, на транслационно скоростта на хеликоптера;

W0 - Полученият вектор входящия поток;

W1 - вярно скорост вектор на входящия поток;

ω 1 - вектор индуцира скорост;

R - общото аеродинамично сила структурата на острието;

Y - лифт профил в острие високоскоростна координатна система;

Y1 - лифт профил в хеликоптера високоскоростната координатна система;

Х - Устойчивост на профил сила в острие високоскоростен координатна система;

F - вектора на тягата в координатната система на скоростта на хеликоптер;

α - ъгъл на атака профил;

β - ъгълът на наклона на оста на въртене на винта спрямо хоризонталната ос на хеликоптера;

φ - ъгъла на острието по отношение на инсталация равнина на въртене.

От графиките ясно показва, че при определено съотношение въздушна скорост U0 V0 и скоростта на въртене на винта на двете части на позицията на азимута на получената сила R аеродинамичния профил на лопатката има напред-нагоре положение в посока на полет на хеликоптер. Т.е. в система с висока скорост, лопатките са също на разположение асансьор Y елемент и устойчивост елемент остриета Х, и 1 и сцепление R. на скоростта на системата за хеликоптер, същите тези сили се превръщат само вдигне сила Y В този случай почти цялата енергия, подавана към винта се използва за създаване на повдигане и тракшън контрол, и постига максимална ефективност на системата за подпомагане - 0,92-0,95.

От разглеждането на диаграмите също така е ясно, че коаксиално на оста на въртене на ротора трябва да бъде наклонена под определен ъгъл по отношение на вектора на хоризонталната скорост на хеликоптера. Ако този ъгъл е около 90 ° (с ос на въртене почти вертикално винт), вектор резултантната на аеродинамичните сили R на азимута парцела 0-180 ° стане-към-гръб посока, която е характерна за винта в нормален режим и максималната относителна ефективност ще бъде близо до 0, 5-0,7 единици. Ако винтови ос ъгъла на наклон γ ≤ 70 °, след това при високи скорости на полет челно част от задния лопатката, която влиза зоната на обратен поток започва да се създаде прекомерно съпротивление поради голям ъгъл острие настройка φ. което също намалява ефективността на системата на лагера.

Установено е експериментално, че обхвата ос наклон на витлото въртене е оптимална в обхвата от 78-70 ° (γ = 78-70 ° С) за диапазона на скоростта на 250-400 km / h. Така 0,92-0,95 ефективност достига максимум при полет ускорява 220-350 км / ч и постепенно намалява до стойности от 0.75-0.8 при скорости от 350-400 км / ч.

При достигане на краищата на скоростта на острие срещане на Mach 0.7-0.8 скорости на ротора и захранване към тях се намалява и мощност на кърмата тласкач витлото 16 се увеличава, така че скоростта на върховете на роторната лопатка никога превишена скорост 0 Мах 8 - устойчивост разминаване число на Мах, на което съпротивлението на ротора се увеличава значително, накърняваща качеството на аеродинамичен хеликоптер и следователно върху неговите характеристики.

Следователно, предложен високоскоростен коаксиален хеликоптер, поради възможността за регулиране на ъгъла на наклона на винтовете за подпомагане, предвижда изпълнение висока скорост в съчетание с ниска консумация на енергия по време на полет поради подобрената аеродинамичен носеща система.

Формулата на полезния модел

1. Скоростта на хеликоптер Полиедрични включващ корпус, система на двигателя синхронизирано ротори коаксиален за контрол на събирателните и циклични стъпка тласкач витлото с оста си хоризонтално разположена, и да се контролира стъпка на витлото и аеродинамична повърхност за стабилизиране и контрол, при което система, която има механизъм за регулиране на наклона и ротора на хеликоптер стабилизираща система.

2. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че механизмът за накланяне на системата от ротори се състои от колона с редуктор и управлявана от наклона устройство колона.

3. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че системата за колона има ротор шарнирно към корпуса.

4. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че роторът колона наклон на система диапазон е 90-70 ° спрямо хоризонталната ос на хеликоптера.

5. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че задвижването на колона наклон е електромеханично или пневматично или хидравлично.

6. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че системата за хеликоптер стабилизиращ включва механични и електронни (автопилот) части.

7. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че контролира механизма за настройка ъгъл е конфигуриран хоризонталната опашка електромеханични или пневматично или хидравлично.

8. Полиедрични скорост хеликоптер, съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че определя вътрешно горене двигател буталото или турбовален или електрически.