RU2514010C1 - Compensation for reactive moment of rotor - Google Patents

Compensation for reactive moment of rotor Download PDF

Info

Publication number
RU2514010C1
RU2514010C1 RU2012151293/11A RU2012151293A RU2514010C1 RU 2514010 C1 RU2514010 C1 RU 2514010C1 RU 2012151293/11 A RU2012151293/11 A RU 2012151293/11A RU 2012151293 A RU2012151293 A RU 2012151293A RU 2514010 C1 RU2514010 C1 RU 2514010C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
flow
reactive
screw
torque
Prior art date
Application number
RU2012151293/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Ильич Юркин
Original Assignee
Владимир Ильич Юркин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Ильич Юркин filed Critical Владимир Ильич Юркин
Priority to RU2012151293/11A priority Critical patent/RU2514010C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2514010C1 publication Critical patent/RU2514010C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: proposed method consists in creation of counteracting torque by exhaust gas flow thrust reactive forces as reactive jets of helicopter gas turbine driven by separated power portion generated by engine gas generator along with their crosswise-tangential feed into supporting airflow created by rotor. Rotor torque is developed by rotor drive turbine from another portion of kinetic power generated by gas generator along with air intake from rotor central zone, less active one, or from outside of rotor action zone. Compensation torque is controlled by varying the resultant of forces of reactive jet at their counteraction without changing the increased reaction of support flow to the rotor, or the degree of redistribution of kinetic flow of the engine by conversion of said flow into reactive jets at bypassing the rotor drive turbine with preservation of invariable rotor thrust.
EFFECT: increased lift.
6 dwg

Description

Работа вертолета в воздушном пространстве осуществляется опорой на воздушные потоки, созданные несущим винтом и корректирующим его реактивный момент дополнительным винтом с механическим разделением крутящего момента между ними, созданного единой силовой установкой.The operation of the helicopter in airspace is based on air flows created by the rotor and adjusting its reactive moment by an additional rotor with mechanical separation of the torque between them, created by a single power plant.

Известны три основные схемы вертолетов:Three main helicopter circuits are known:

- с соосным реактивным винтом противоположного вращения с упором на опорный поток, созданный несущим винтом с его обратной закруткой;- with a counter-rotating coaxial jet screw with emphasis on the reference flow created by the rotor with its reverse twist;

- с поперечным рычагом с рулевым винтом на конце, создающий поперечный реактивный поток из внешней среды противоположного направления;- with a transverse lever with a tail rotor at the end, creating a transverse jet stream from the external environment in the opposite direction;

- двухвинтовой с разнесенными осями, создающий два и более опорных потоков с взаимным гашением реактивных моментов отклонением их от вертикали.- twin-screw with spaced axes, creating two or more reference flows with mutual damping of reactive moments by their deviation from the vertical.

Общим недостатком является двухвинтовая система образования опорных и реактивных потоков, ухудшающая технические и эксплуатационные характеристики вертолетов.A common drawback is the twin-screw system for the formation of support and jet flows, worsening the technical and operational characteristics of helicopters.

Основным условием образования кинетических потоков является преобразование тепловой энергии в двигателях внутреннего сгорания в крутящий момент, передаваемый винтам.The main condition for the formation of kinetic flows is the conversion of thermal energy in internal combustion engines into the torque transmitted to the screws.

Большей частью двигателем силовой установки является турбовальный с аксиальным расположением, преобразующий тепловое давление в кинетический поток газогенератором с последующим преобразованием его тяговой турбиной в крутящий момент и с разделением между винтами.For the most part, the propulsion engine is an axial-mounted turboshaft that converts heat pressure into kinetic flow by a gas generator, followed by its traction turbine converting into torque and with separation between the screws.

Если преобразование кинетической энергии газогенератора с высокой плотностью концентрации в разнесенную кинетическую энергию опорного потока несущего винта через крутящий момент продиктовано увеличением тяговой способности вертолета в ущерб скорости, то преобразование кинетической энергии газа газогенератора через крутящий момент опять в кинетический воздушный поток, образующий реактивную тягу для гашения реактивного момента несущего винта, носит затратный характер, связанный с потерей энергии при ее двойной трансформации, снижением мощности заменой источника ее создания с теплового давления на механическое лопастями, неэффективностью использования теплового давления, оставленного по крайней мере для выброса отработанных газов в атмосферу и в связи с увеличивающимся пропуском турбины при увеличении мощности газогенератора, ухудшением эксплуатационных и технических качеств вертолета наличием дополнительной трансмиссии и реактивного (рулевого) винта.If the conversion of the kinetic energy of a gas generator with a high concentration density into the spaced kinetic energy of the rotor support flow through torque is dictated by an increase in the helicopter's thrust ability to the detriment of speed, then the conversion of the kinetic energy of the gas generator through torque is again into kinetic air flow, forming reactive thrust to quench jet rotor torque, is costly, associated with the loss of energy during its double transformation, reducing power reduction by replacing the source of its creation from thermal pressure to mechanical blades, inefficiency of using thermal pressure left at least for exhausting exhaust gases into the atmosphere and in connection with increasing turbine mileage with increasing gas generator capacity, deterioration of the helicopter’s operational and technical qualities by the presence of an additional transmission and jet (tail) propeller.

Сущность предложения состоит в использовании реактивной силы тяги из непреобразованной в крутящий момент части кинетической энергии газового потока, вырабатываемой газогенератором, в качестве нейтрализатора реактивного момента несущего винта при поперечно-тангенциальном взаимодействии с его воздушным опорным потоком, образованных из независимых друг от друга источников.The essence of the proposal is to use the reactive thrust from the part of the kinetic energy of the gas stream that is not converted at the moment of torque generated by the gas generator as a neutralizer for the rotor reactive moment in the transverse-tangential interaction with its air reference flow formed from sources independent of each other.

И в том и в другом случае часть кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором, идет на нейтрализацию реактивного момента несущего винта, крутящий момент для которого получен с другой части, в виде реактивной силы тяги с отличием, что источником ее создания в одном случае является дополнительный реактивный винт, в другом - сопло выходного сечения двигателя.In both cases, part of the kinetic energy generated by the gas generator is used to neutralize the rotor torque, the torque for which is obtained from the other part, in the form of reactive thrust with the difference that the source of its creation in one case is an additional jet screw , in another - the nozzle of the output section of the engine.

В любом случае происходит разделение энергии, вырабатываемой газогенератором на две части, но в отличие от механического раздвоения и регулирования крутящего момента разделение энергии на стадии газового потока легко осуществимо разделением потока на две части с перераспределением газа между ними.In any case, the energy generated by the gas generator is divided into two parts, but unlike mechanical bifurcation and torque control, energy separation at the gas flow stage is easily possible by dividing the flow into two parts with gas redistribution between them.

По принципу работы отличием от одновинтового вертолета с рулевым винтом является его разворот в сторону оси несущего винта, где нормаль от оси до вектора тяги будет являться плечом момента, противодействующий реактивному моменту несущего винта, с последующим смещением его к оси и переносом питания реактивной струи из внешней среды через винт в центральную зону его наименьшей активности без влияния на параллельный процесс формирования несущим винтом опорного потока через осевой воздухозаборник с последующим поперечно-тангенциальным объединением с опорным потоком, причем разгон реактивной струи может осуществляться на любом участке нелинейного газопровода с заменой источника давления с механического на тепловое.According to the principle of operation, the difference from a single-rotor helicopter with a tail rotor is its rotation towards the axis of the rotor, where the normal from the axis to the thrust vector will be the shoulder of the moment, counteracting the reactive moment of the rotor, with its subsequent displacement to the axis and transferring the power of the jet from the external medium through the screw into the central zone of its least activity without affecting the parallel process of the formation of the main flow of the supporting flow through the axial intake with the subsequent transverse tangential integration with the reference flow, moreover, acceleration of the jet can be carried out on any section of the nonlinear gas pipeline with the replacement of the pressure source from mechanical to thermal.

Отличие от двухвинтового вертолета соосной схемы состоит в исключении реактивного винта с заменой его влияния на опорный поток влиянием реактивных струй без их противоположного вращения для упрощения конструкции.The difference from the coaxial twin-rotor helicopter is the exclusion of the jet propeller with the replacement of its influence on the reference flow by the influence of jet jets without their opposite rotation to simplify the design.

Отличием от двухвинтовой схемы с разнесенными осями является перенос горизонтально составляющей тяги, создаваемой перекосом лопастей одного из винтов, в зону действия опорного потока другого винта с заменой ее на реактивные струи, вырабатываемые турбореактивным генератором не из опорного потока.The difference from the twin-screw scheme with spaced axes is the transfer of the horizontal component of the thrust created by the misalignment of the blades of one of the screws into the coverage area of the reference flow of the other screw with its replacement by jet streams generated by the turbojet generator not from the reference stream.

Известен турбовинтовой двигатель с преобразованием одной части кинетического потока, вырабатываемого газогенератором, в крутящий момент винта и преобразованием другой части в реактивную силу тяги, прирост которой к тяге винта достигает 15% с гашением реактивного момента винта поперечной корректировкой рулями от набегающего потока или при использовании поворотных двигателей в самолетах вертикального взлета и посадки соответствующей корректировкой наклона опорных потоков, что предопределяет их число не менее двух аналогично вертолетам с разнесенными осями, тогда как в предлагаемом одновинтовом варианте реактивный момент нейтрализуется противоположным моментом сил, образованным реактивной тягой с изменением ее направления с осевого на поперечно-тангенциальное.A turboprop engine is known with the conversion of one part of the kinetic flow generated by the gas generator to the screw torque and the conversion of the other part to the reactive thrust, the increase of which to the screw thrust reaches 15% with the damping of the screw reactive torque by rudder correction from the incident flow or when using rotary engines in airplanes of vertical take-off and landing by appropriate adjustment of the inclination of the reference flows, which determines their number of at least two similarly to a helicopter spaced axes, while in the proposed single-screw version, the reactive moment is neutralized by the opposite moment of forces formed by the reactive thrust with a change in its direction from axial to transverse tangential.

Однонаправленный реактивный поток, обладающий большей скоростью иссечения из сопла, чем опорный поток винта при линейном смешении вызывает у последнего также процесс ускорения аналогично работе струйного насоса с падением его внутреннего давления, что приводит к снижению сопротивления истечения опорного потока от винта со снижением его несущей способности в отличие от поперечного взаимодействия, препятствующего линейному исходу опорного потока от винта с увеличением несущей силы.A unidirectional jet stream having a greater rate of dissection from the nozzle than the reference screw flow during linear mixing also causes the latter to accelerate similarly to the operation of a jet pump with a decrease in its internal pressure, which leads to a decrease in the resistance to flow of the reference flow from the screw with a decrease in its bearing capacity in difference from the transverse interaction, which prevents the linear outcome of the reference flow from the screw with increasing bearing force.

При линейном объединении воздушных потоков турбовинтового самолета, созданных винтом и тепловым давлением, не произойдет увеличение объема общего потока из-за занятия реактивной струи объема, ранее занимаемого двигателем или самолетом, тогда как при поперечном объединении потоков происходит увеличение объема опорного потока силовым внедрением в него реактивных струй с оставлением зоны разрежения за самолетом, отрицательно действующей на силу тяги винта, поэтому преимущественное использование этого способа возможно в вертолетах с небольшой поступательной скоростью поперечно плоскости вращения несущего винта, сила тяги которого направлена на противодействие весу вертолета.With a linear combination of turboprop aircraft air flows created by a propeller and thermal pressure, there will be no increase in the total flow volume due to the occupation of the jet stream of the volume previously occupied by the engine or aircraft, while in the case of transverse combination of flows, the volume of the reference flow increases by the force introduction of reactive jets with leaving a rarefaction zone behind the aircraft, negatively affecting the thrust of the propeller, therefore, the predominant use of this method is possible in helicopters with n high translational speed of rotation transversely to the plane of the rotor, thrust force is aimed at countering the weight of the helicopter.

Известны реактивные самолеты вертикального взлета и посадки с поворотными соплами, изменяющие направление кинетического истечения газа с осевого на поперечное, и с раздвоением однонаправленной реактивной силы тяги для устойчивости без необходимости гашения реактивного момента винта его отсутствием.Jet planes of vertical take-off and landing with rotary nozzles are known, which change the direction of the kinetic flow of gas from axial to transverse, and with bifurcation of unidirectional reactive thrust for stability without the need to quench the reactive moment of the screw by its absence.

Применение поворотных сопел в турбовинтовом двигателе с поперечно-противоположным разворотом с направлением реактивной силы тяги для образования момента сил, противодействующего реактивному моменту винта, позволит совершать вертикальные перемещения с изменением высоты без обратного кручения двигателя и летательного аппарата, но для горизонтального полета необходим их разворот с изменением тяги винта с вертикального на горизонтальное направление с переходом несущей силы винта на крылья, что предопределяет небольшую несущую способность винта из-за компромисса со скоростными показателями для создания подъемной силы крыльям, тогда как в вертолетном варианте винт работает только в несущем режиме с максимально возможной тягой, обусловленной нелинейной зависимостью аэродинамического сопротивления от квадрата скорости, мощности двигателя для преодоления аэродинамического сопротивления кубу скорости, тяги несущего винта от его диаметра в четвертой степени, а горизонтальная составляющая полета создается перекосом лопастей или в автожирах дополнительным линейным движителем, одновременно гасящим реактивный момент винта, что не дает возможность получить требуемый результат простым сложением турбовинтового двигателя с поворотными соплами.The use of rotary nozzles in a turboprop engine with a transverse-opposite turn with the direction of the reactive thrust for the formation of the moment of forces opposing the reactive moment of the screw will allow vertical movements with a change in height without reverse torsion of the engine and aircraft, but for horizontal flight their rotation with change is necessary propeller thrust from vertical to horizontal direction with the transition of the bearing force of the screw to the wings, which determines a small bearing method the propeller’s propensity due to a compromise with speed indicators for creating lift for the wings, while in the helicopter version the propeller works only in the carrier mode with the maximum possible thrust due to the nonlinear dependence of aerodynamic drag on the square of speed, engine power to overcome aerodynamic drag to the speed cube, thrust the rotor from its diameter to the fourth degree, and the horizontal component of the flight is created by the skew of the blades or in gyroplanes with an additional linear d vyzhitel, simultaneously quenching the reactive moment of the screw, which does not allow to obtain the desired result by simple addition of a turboprop engine with rotary nozzles.

В самолетном режиме движения нет необходимости в использовании крутящего момента реактивных сил для гашения реактивного момента винта возможностью поперечной корректировки элеронами крыльев, а при применении винта большого диаметра с созданием им максимальной несущей силы тяги при низких оборотах с переходом на горизонтальную тягу с вращением в вертикальной плоскости большое влияние на меняющийся по кругу вектор скорости лопастей и центробежной силы будет оказывать односторонняя сила тяжести, вызывая дисбаланс дополнительным ускорением и замедлением, тогда как при вращении в горизонтальной плоскости сила тяжести равнозначно взаимодействует с силами вращения винта отсутствием подъема и опускания лопастей.In the airplane mode of movement, there is no need to use the torque of the reaction forces to quench the propellant torque of the propeller with the possibility of lateral adjustment by wing ailerons, and when using a large-diameter propeller with the creation of the maximum load-bearing thrust force at low revs, switching to horizontal thrust with rotation in the vertical plane is large one-sided gravity will affect the speed of the blades and the centrifugal force changing in a circle, causing an imbalance of additional acceleration rhenium and deceleration, whereas when rotating in a horizontal plane, the force of gravity equally interacts with the forces of rotation of the screw by the absence of raising and lowering the blades.

Разносторонний разворот сопел с образованием ими момента сил в реактивных самолетах вертикального взлета и посадки без поперечного взаимодействия с другим кинетическим газовым потоком лишен смысла.A versatile nozzle turn with the formation of a moment of force in jet aircraft of vertical take-off and landing without transverse interaction with another kinetic gas flow is meaningless.

Аксиальное расположение турбовальных двигателей вертолета в подвинтовом пространстве с нахождением входных и выходных устройств в горизонтальной плоскости в зоне действия опорного потока образует последовательное образование реактивных потоков двигателей из уже созданного несущим винтом опорного потока, что аналогично смещению рулевого винта в опорный поток без учета влияния его на лопасти винта или действию реактивного винта в опорном потоке в вертолетах соосной схемы оказывает менее эффективную роль в повышении подъемной силы винта, чем при их осевом турбовинтовом варианте или радиальном положении с параллельным забором воздуха из центральной надвинтовой области с последующим приданием ему кинетической энергии от теплового повышения давления и поперечно-тангенциальным соединением с независимым опорным потоком.The axial arrangement of the turboshaft engines of the helicopter in the screw space with the input and output devices in a horizontal plane in the coverage area of the reference flow forms the sequential formation of jet flows of the engines from the reference flow already created by the main rotor, which is similar to displacement of the tail rotor into the reference flow without considering its effect on the blades propeller or the action of the propeller in the reference flow in coaxial helicopters has a less effective role in increasing the lifting force in inta than with their axial turboprop version or radial position with parallel air intake from the central nadvintovogo area, followed by giving it kinetic energy from thermal pressure increase and transverse-tangential connection with an independent reference flow.

По существу конструктивным отличием предлагаемой схемы вертолета с уравновешивающим реактивным экраном является перестановка двигателей вертолета с аксиального на осевое или радиальное звездообразное с переносом забора воздуха из зоны действия опорного потока или заменой тягового винта турбовинтового двигателя самолета на несущий винт вертолета с его механизмом перекоса лопастей и разносторонним разворотом сопел с дополнительными устройствами надвинтового забора воздуха для двигателя из-за отсутствия набегающего напора воздуха.Essentially, the design feature of the proposed helicopter with counterbalanced reactive shield is the rearrangement of the helicopter engines from axial to axial or radial star-shaped with the transfer of air intake from the coverage area of the reference flow or the replacement of the traction screw of the turboprop engine of the aircraft with the rotor rotor of the helicopter with its blade skew mechanism and wide-spread turning nozzles with additional screw-over air intake devices for the engine due to lack of free air pressure .

Поперечно-тангенциальное внедрение реактивных струй, созданных газогенератором из воздуха надвинтовой области центральной зоны его наименьшей активности, в опорный поток, созданный перемещением воздуха также из надвинтовой периферийной области его наибольшей активности, образует следующие существенные положительные эффекты:The transverse-tangential introduction of jet jets created by the gas generator from the air of the nadvintovogo region of the central zone of its least activity, in the reference flow created by the movement of air also from the nadvintovogo peripheral region of its greatest activity, forms the following significant positive effects:

- увеличение объема опорного потока, сопротивление которому приводит к увеличению подъемной силы винта, тогда как постоянное нахождение реактивного винта соосной схемы в нем не изменяет его объема без соответствующего прироста силы тяги;- an increase in the volume of the reference flow, the resistance of which leads to an increase in the lifting force of the screw, while the constant presence of the reactive screw of the coaxial circuit in it does not change its volume without a corresponding increase in thrust;

- поперечное взаимодействие опорного потока и реактивных струй вызовет торможение обоих с увеличением их сопротивления и давления с результирующей реакцией образования поперечного момента сил и увеличения подъемной силы несущего винта, тогда как взаимодействие опорного потока с вращающимся реактивным винтом вызывает торможение опорного потока с распределением увеличенного давления между двумя замкнутыми плоскостями вращающихся винтов, не вызывая прироста подъемной силы;- the transverse interaction of the reference flow and jet streams will cause braking of both with an increase in their resistance and pressure with the resulting reaction of the formation of the transverse moment of forces and an increase in the lifting force of the rotor, whereas the interaction of the reference flow with a rotating jet rotor causes the braking of the reference flow with the distribution of the increased pressure between the two closed planes of rotating screws, without causing an increase in lifting force;

- распространяемые от центра к периферии реактивные струи вызывают расширение опорного потока с захватом новых областей воздушного пространства с соответствующим увеличением сопротивления исходу опорного потока с увеличением подъемной силы несущего винта в отличие от сужающего воздушного опорного потока при отсутствии воздействия на него, при этом улучшаются условия работы под винтом;- jet jets distributed from the center to the periphery cause the expansion of the reference flow with the capture of new areas of air space with a corresponding increase in resistance to the outcome of the reference flow with an increase in the lifting force of the rotor, in contrast to the narrowing air support flow in the absence of impact on it, while the working conditions under screw;

- реактивная часть кинетической энергии газогенератора расходуется на противоположную закрутку опорного потока, тогда как та же часть кинетической энергии газогенератора, преобразованная в крутящий момент реактивного винта, тратится на обратную закрутку потока и на его лобовое сопротивление, что повышает расход энергии;- the reactive part of the kinetic energy of the gas generator is spent on the opposite swirl of the reference flow, while the same part of the kinetic energy of the gas generator, converted to the torque of the jet screw, is spent on the reverse swirl of the flow and its drag, which increases energy consumption;

- реактивная струя, созданная тепловым давлением камеры сгорания газогенератора, не ограничена предельной окружной скоростью вращения лопастей реактивного, рулевого винта или иного механического источника издания, мощность которой позволяет ей достичь границ опорного потока и зоны наибольшей производительности несущего винта, что увеличивает ее эффективность при создании экранного эффекта, при этом их "перехлест" не приводит к аварийной ситуации, где расстояние между ними определяет не предотвращение этой ситуации, а наиболее выгодное взаимодействие между ними;- the jet stream created by the thermal pressure of the combustion chamber of the gas generator is not limited by the limiting peripheral speed of rotation of the blades of a jet, tail rotor or other mechanical source of publication, the power of which allows it to reach the boundaries of the reference flow and the zone of maximum rotor productivity, which increases its efficiency when creating a screen effect, while their "overlap" does not lead to an emergency, where the distance between them determines not the prevention of this situation, but the most profitable e interaction therebetween;

- использование реактивной тяги отработанных газов в создании экрана с поперечным объединением с опорным потоком принесет больший прирост мощности, чем при прямом ее использовании, из-за распространения ее на большей площади, сметаемой несущим винтом.- the use of reactive thrust of the exhaust gases in creating a screen with a transverse association with the reference flow will bring a greater increase in power than with direct use, due to its spread over a larger area swept away by the rotor.

Увеличение плеча реактивного момента вплоть до выхода за пределы сметаемой площади соответственно вызовет уменьшение составляющей момента или силу реактивной тяги и ее влияние на опорный поток, что негативно скажется на подъемной силе несущего винта, тогда как при переносе рулевого винта в одновинтовых вертолетах в зону действия опорного винта эффективность несущего и рулевого винта падает из-за взаимного влияния друг на друга через создаваемые ими воздушные потоки, что более неприемлемо.An increase in the shoulder of the reactive moment up to going beyond the estimated area will accordingly cause a decrease in the component of the moment or the force of the reactive thrust and its effect on the support flow, which will negatively affect the lifting force of the rotor, whereas when transferring the tail rotor in single-rotor helicopters to the area of operation of the support rotor the efficiency of the main rotor and tail rotor falls due to the mutual influence of each other through the air flows created by them, which is more unacceptable.

Радиальное расположение турбовальных двигателей вокруг общего воздухозаборника и редуктора предопределяет возможность компактного размещения их большего числа, чем при их аксиальном расположении, используемом в действующей технике со сложностью обеспечения предлагаемых параметров, что повышает экономичность и безопасность полетов в случае поломки одного или нескольких двигателей.The radial arrangement of turboshaft engines around a common air intake and gearbox makes it possible to compactly place a larger number of them than with their axial arrangement used in the current technique with the difficulty of providing the proposed parameters, which increases the efficiency and safety of flights in case of failure of one or more engines.

Наглядные изображения поясняют суть изобретения, где на фиг.1, 2, 3 прямоугольные проекции двухмоторного одновинтового варианта, на фиг.4 - многомоторный вариант, вид сверху, на фиг.5 - общий вид двухмоторного варианта, фиг.6 - общий вид одномоторного варианта.Visual images explain the essence of the invention, where in Figs. 1, 2, 3 are rectangular projections of a twin-engine single-screw variant, in Fig. 4 is a multi-engine version, a top view, in Fig. 5 is a general view of a twin-engine version, Fig. 6 is a general view of a single-engine version .

Вертолет 1 состоит из функционально соединенных между собой турбовальных двигателей 2 радиального или осевого расположения (фиг.5), центрального редуктора 3, осевого воздухозаборника 4 с переходником 5 несущего винта 6, выходных направляющих устройств (сопел) 7, обходных каналов 8 (фиг.5) и рулевых устройств (лопаток или заслонок) 9.The helicopter 1 consists of radially or axially disposed turboshaft engines 2 (Fig. 5), a central gearbox 3, an axial air intake 4 with a rotor adapter 5, output guide devices (nozzles) 7, and bypass channels 8 (Fig. 5) ) and steering devices (vanes or dampers) 9.

Турбовальный двигатель 2 состоит из газогенератора 10, образованного турбинами 11, компрессором 12 и камерой сгорания 13 между ними, тяговой турбины 14, соединенной валом 15 с редуктором 3.Turboshaft engine 2 consists of a gas generator 10 formed by turbines 11, a compressor 12 and a combustion chamber 13 between them, a traction turbine 14 connected by a shaft 15 to the gearbox 3.

Часть раздвоенного воздушного потока из надвинтовой области пониженного давления P- под действием крутящего момента несущего винта 6 переносится в подвинтовую зону повышенного давления с преобразование его в опорный кинетический поток P+, другая паралельная часть раздвоенного потока P- под действием разрежения поступает в осевой воздухозаборник 4 через переходной канал 5 (на фиг.6 отсутствует подведение воздухозаборника 4 под комель винта 6), необходимого из-за отсутствия набегающего потока воздуха при поперечном осевом перемещении вращающегося винта 6 в проточную часть турбовального двигателя 2 под действием компрессора 12 в камеру сгорания 13, откуда после приобретения теплового давления в виде кинетического потока P+ продуктов горения поступает на турбины 11 с преобразованием ими части кинетической энергии в крутящий момент вращения компрессора 12, образуя газогенератор 10 с дальнейшим продвижением через тяговую турбину 14 с преобразованием части оставшейся кинетической энергии потока газогенератора 10 в крутящий момент М, передаваемый через кинематику (валы 15, редуктор 3) несущему винту 6 и пропуском другой части P+ с преобразованием ее соплами 7 в реактивную струю потока F с корректировкой рулевыми устройствами 9 поперечно-тангенциального направления в плоскости, параллельной плоскости вращения винта 6 с результирующим поперечным объединением с опорным потоком P+ при взаимном воздействии друг на друга с образованием общего кинетического потока R измененного направления.Part of the bifurcated air flow from the under-screw region of the reduced pressure P- under the influence of the rotor torque 6 is transferred to the screw region of the increased pressure with its conversion into the reference kinetic flow P +, the other parallel part of the bifurcated stream P- under the influence of rarefaction enters the axial intake 4 through the transition channel 5 (in Fig.6 there is no supply air intake 4 under the comet of the screw 6), necessary due to the lack of an incoming air flow during transverse axial rotation screw 6 into the flow part of the turboshaft engine 2 under the action of the compressor 12 into the combustion chamber 13, from where, after the heat pressure is obtained in the form of a kinetic flow P + of combustion products, it enters the turbines 11 with the conversion of part of the kinetic energy into the torque of rotation of the compressor 12, forming a gas generator 10 with further advancement through the traction turbine 14 with the conversion of part of the remaining kinetic energy of the flow of the gas generator 10 into a torque M transmitted through kinematics (shafts 15, gearbox 3) the rotor 6 and the passage of the other part P + with its nozzles 7 converting into the jet stream F with the adjustment of the steering gear 9 transverse tangential direction in a plane parallel to the plane of rotation of the screw 6 with the resulting transverse union with the reference flow P + when interacting with each other with the formation of a common kinetic flow R of a changed direction.

Управление реактивным моментом с изменением положения вертолета 1 осуществляется рулевыми лопатками 9 без полного перекрытия выходных сечений с изменением направления реактивной струи F с радиального на тангенциальное и наоборот, тогда как в механическом устройстве плавное изменение крутящего момента реактивного винта осуществить сложнее и ненадежно, например применением вариатора, поэтому используется прием изменения шага винта, что в одновинтовых вертолетах с рулевым винтом удлиняются механизмы управления, а в вертолетах соосной схемы усложняется управление из-за параллельно расположенного механизма перекоса лопастей, тогда как в предлагаемом варианте механизмы поворота вертолета и управление лопастями несущего винта 6 разнесены в пространстве и принадлежностью к различным функциональным устройствам и осуществляются не связанными между собой органами управления.The control of the reactive moment with a change in the position of the helicopter 1 is carried out by the steering blades 9 without completely overlapping the output sections with a change in the direction of the jet F from radial to tangential and vice versa, while in a mechanical device, a smooth change in the torque of the jet screw is more difficult and unreliable, for example, using a variator, therefore, the method used to change the pitch of the rotor is that in single-rotor helicopters with a tail rotor the control mechanisms are lengthened, and in helicopters coaxial Hema complicated control due parallel mechanism disposed skew blades, whereas in the present embodiment, rotation control mechanisms of the helicopter and rotor blades 6 are separated in space and belonging to different functional units and executed unrelated controls.

Возможен вариант (фиг.5) образования корректирующей реактивной тяги F выпуском газа через обходной канал 8 тяговой турбины 14 с тангенциальными противоположными соплами 7, перекрываемыми заслонками 9 с уменьшением отбираемого турбиной 14 крутящего момента М и создаваемого экрана, но одновременно с большим увеличением экранирования опорного потока P+ из-за большей кинетической энергии непреобразованной части потока газогенератора 10, что аналогично увеличению шага реактивного винта с соответствующим перераспределением мощности двигателя 2, приводящего к снижению подъемной силы несущего винта 6 отсутствием экранного эффекта.A possible variant (Fig. 5) of the formation of corrective thrust F by gas release through the bypass channel 8 of the traction turbine 14 with tangential opposite nozzles 7, blocked by shutters 9 with a decrease in the torque M taken up by the turbine 14 and the screen being created, but at the same time with a large increase in the shielding of the reference flow P + due to the greater kinetic energy of the non-converted part of the flow of the gas generator 10, which is similar to an increase in the pitch of the jet screw with a corresponding redistribution of engine power 2 , leading to a decrease in the lifting force of the rotor 6 by the absence of a screen effect.

Источники информацииInformation sources

1. Схемы вертолетов. http://ru.wikipedia.org/wiki/Заглавная_страница.1. Schemes of helicopters. http://ru.wikipedia.org/wiki/Home_page

2. Д.Силкин. Классификация основных типов авиационных двигателей. attachment:/18/vaslogo2.gif. Из Интернета.2. D. Silkin. Classification of the main types of aircraft engines. attachment: /18/vaslogo2.gif. From the Internet.

3. Газотурбинные двигатели, http://www.ga-avto.ru/.3. Gas turbine engines, http://www.ga-avto.ru/.

4. http://ru.wikipedia.org/wiki/Турбовинтовые_двигатели.4.http: //ru.wikipedia.org/wiki/Turboprop_engines.

5. Вертолеты опытно-конструкторского бюро М.Л.Миля. http://fly-historv.ru/.5. Helicopters of the experimental design bureau ML Mil. http://fly-historv.ru/.

6. НОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТАМИ. http://www.aviajournal.com/arhiv/1999/index.html.6. NEW HELICOPTER CONTROL SYSTEMS. http://www.aviajournal.com/arhiv/1999/index.html.

7. Устройство вертолета. http://avia.cybernet.name/.7. The device of the helicopter. http://avia.cybernet.name/.

8. Почему летает самолет, или о потоках массы и импульса. http://ru.wikibooks.org/wiki/Заглавная_страница.8. Why does a plane fly, or about the flows of mass and momentum. http://en.wikibooks.org/wiki/Home_page

9. АЭРОДИНАМИКА, http://dic.academic.ru/.9. AERODYNAMICS, http://dic.academic.ru/.

10. Европейские самолеты вертикального взлета, http://lib.rus.ec/.10. European vertical take-off aircraft, http://lib.rus.ec/.

11. ПРИНЦИП ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА И ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ОТЛИЧИЯ ЕГО ОТ САМОЛЕТА. Из Интернета.11. PRINCIPLE OF HELICOPTER FLIGHT AND THE BASIC CONSTRUCTIVE DIFFERENCES OF IT FROM THE AIRCRAFT. From the Internet.

12. Сопротивление воздуха. Юлиюс Мацкерле (Julius Mackerle), http://icarbio.ru/.12. Air resistance. Julius Mackerle, http://icarbio.ru/.

Claims (1)

Способ компенсации реактивного момента несущего винта, включающий противодействующий крутящий момент, образованный реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом, крутящий момент которого получен турбиной привода винта из другой части кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором с забором воздуха из центральной менее активной зоны винта или за пределами его зоны действия, а регулирование компенсирующего крутящего момента производится изменением равнодействующей сил тяг реактивных струй при противодействии друг с другом без изменения повышенной реакции опорного потока на винт, его создающий, или степенью перераспределения разделяемого кинетического потока двигателя между собой путем возможности его преобразования в реактивные струи в обход турбины привода несущего винта с сохранением неизменяемой силы тяги несущего винта сохранением баланса между сопротивлением отходящего опорного потока от винта и мощности его создания. A method of compensating a rotor reactive moment, comprising counteracting torque generated by the reactive thrust of the output gas stream in the form of jet jets of a gas turbine engine of a helicopter under the action of a divided part of the energy generated by the engine gas generator, followed by their transverse tangential introduction into the air support stream formed by the bearing a screw whose torque is obtained by a screw drive turbine from another part of the kinetic energy generated by gasogen a radiator with air intake from the central less active zone of the screw or outside its effective zone, and the compensation torque is controlled by changing the resultant thrust of the jet jets when they counter each other without changing the increased reaction of the reference flow to the screw creating it, or the degree of redistribution of the shared kinetic flow of the engine between each other by the possibility of converting it into jet stream bypassing the rotor drive turbine while maintaining unchanged rotor traction forces by maintaining a balance between the resistance of the outgoing support flow from the rotor and the power of its creation.
RU2012151293/11A 2012-11-29 2012-11-29 Compensation for reactive moment of rotor RU2514010C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012151293/11A RU2514010C1 (en) 2012-11-29 2012-11-29 Compensation for reactive moment of rotor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012151293/11A RU2514010C1 (en) 2012-11-29 2012-11-29 Compensation for reactive moment of rotor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2514010C1 true RU2514010C1 (en) 2014-04-27

Family

ID=50515469

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012151293/11A RU2514010C1 (en) 2012-11-29 2012-11-29 Compensation for reactive moment of rotor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2514010C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674731C1 (en) * 2017-06-13 2018-12-12 Николай Алексеевич Цуриков High speed helicopter
RU2693895C1 (en) * 2018-08-06 2019-07-05 Лев Федорович Ростовщиков Helicopter with centrifugal compressor

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4200252A (en) * 1977-12-21 1980-04-29 Summa Corporation Helicopter antitorque system using circulation control
RU2136543C1 (en) * 1994-04-20 1999-09-10 Денел (Проприетари) Лимитед Method and device for control of helicopter
US6036141A (en) * 1995-10-12 2000-03-14 Mcdonnell Douglas Corporation Jet thruster for helicopter antitorque and yaw control system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4200252A (en) * 1977-12-21 1980-04-29 Summa Corporation Helicopter antitorque system using circulation control
RU2136543C1 (en) * 1994-04-20 1999-09-10 Денел (Проприетари) Лимитед Method and device for control of helicopter
US6036141A (en) * 1995-10-12 2000-03-14 Mcdonnell Douglas Corporation Jet thruster for helicopter antitorque and yaw control system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674731C1 (en) * 2017-06-13 2018-12-12 Николай Алексеевич Цуриков High speed helicopter
RU2693895C1 (en) * 2018-08-06 2019-07-05 Лев Федорович Ростовщиков Helicopter with centrifugal compressor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8708274B2 (en) Transverse mounted gas turbine engine
EP2912271B1 (en) Unducted thrust producing system architecture
US11518504B2 (en) Compound helicopters having auxiliary propulsive systems
EP2540989A2 (en) Variable cycle turbine engine
US11104416B2 (en) System for controlling the pitch of fan blades of a turbine engine, the system having a feathering-locking peg
US20100329844A1 (en) Propulsive fan system
JP2012517933A5 (en)
US8932018B2 (en) Counterweight-based device for controlling the orientation of fan blades of a turboprop engine
US10843798B2 (en) Mast lockout systems for tiltrotor aircraft
US10759527B2 (en) Torque path coupling assemblies for tiltrotor aircraft
RU2636826C1 (en) High-speed helicopter with crossed screws
US11267579B2 (en) Compound helicopters having hybrid propulsion engines
US20220063819A1 (en) Propulsion system for an aircraft
US9878798B2 (en) Aircraft with counter-rotating turbofan engines
RU2536421C2 (en) Power plant with variable thrust vector
US9982758B2 (en) Transmission assembly for an aircraft and a helicopter
RU2514010C1 (en) Compensation for reactive moment of rotor
EP3536610B1 (en) Torque path coupling assemblies for tiltrotor aircraft
KR20030049796A (en) Three-Fan Lifted Vertical Take-off and Landing Aircraft
RU127364U1 (en) SPEED COMBINED HELICOPTER
KR20140079174A (en) Blade pitch control device for Airplane propeller
RU2324626C1 (en) Safe aeroplane of vertical take-off and landing
RU2460671C1 (en) Three-engined rotodyne
RU2529737C1 (en) Turboprop power plant with offset rotors and aircraft alternating jet and screw thrusts
US11118509B2 (en) Turbojet of the unducted rotor type