RU2580344C2 - Helicopter transmission - Google Patents
Helicopter transmission Download PDFInfo
- Publication number
- RU2580344C2 RU2580344C2 RU2014128611/11A RU2014128611A RU2580344C2 RU 2580344 C2 RU2580344 C2 RU 2580344C2 RU 2014128611/11 A RU2014128611/11 A RU 2014128611/11A RU 2014128611 A RU2014128611 A RU 2014128611A RU 2580344 C2 RU2580344 C2 RU 2580344C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- gear
- drive
- rotor
- blades
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к воздушному транспорту, к вертолетам.The invention relates to air transport, to helicopters.
Известны трансмиссии привода винтов, применяемые на отечественных и зарубежных вертолетах. (1. Пелишенко В.А. и др. Основы теории полета вертолета / Под ред. С.Х Атабеняна и А.А. Касаткина. М.: Воениздат, 1967. - 206 с. 2. Вертолеты стран мира / Под ред. В.Г. Лебедя. - АО «Редакция журнала «Бумеранг» при участии фирмы «Апрель», 1994. - 224 с.)Known drive screw transmissions used on domestic and foreign helicopters. (1. Pelishenko V.A. et al. Fundamentals of the theory of helicopter flight / Edited by S.K. Atabenyan and A.A. Kasatkin. M.: Military Publishing House, 1967. - 206 p. 2. Helicopters of the world / Ed. VG Lebed. - JSC "Editorial Board of the magazine" Boomerang "with the participation of the firm" April ", 1994. - 224 p.)
Эти трансмиссии привода втулки несущего винта ограничивают эксплуатационные характеристики вертолета (1. с. 12, рис. 0.14; 2. с. 12. рис. 12), так как не обеспечивают возможность безопасного катапультирования экипажа вверх и защиту верхней сферы от нападения противника.These transmissions of the rotor hub drive limit the operational characteristics of the helicopter (1. p. 12, fig. 0.14; 2. p. 12. fig. 12), since they do not provide the ability to safely eject the crew upwards and protect the upper sphere from enemy attacks.
Наиболее близким к предлагаемому устройству является трансмиссия привода втулки несущего винта вертолета, содержащая вал, втулку с лопастями и автомат перекоса угла установки лопастей.Closest to the proposed device is the transmission of the drive sleeve of the rotor of the helicopter containing a shaft, a sleeve with blades and an automatic skew angle of installation of the blades.
Автомат перекоса имеет ползун, который может перемещаться вверх и вниз по валу привода. Для перемещения ползуна служит рычаг «шаг-газ», соединенный с ним при помощи тяг и качалки (1. рис. 1.69. с. 98). На ползуне устанавливается универсальный шарнир, который имеет два кольца: внутреннее и наружное. Универсальный шарнир (шарнир Гука) связан с ручкой управления (ручка циклического шага). При отклонении ручки летчик, воздействуя на внешнее кольцо, имеет возможность наклонять его относительно двух взаимноперпендикулярных осей «вперед-назад» и «влево-вправо». При помощи шарикового подшипника к внешнему кольцу шарнира крепится тарелка автомата перекоса. Тарелка состоит из вращающегося кольца с рычагами, к которым крепятся тяги, связанные с поводками осевых шарниров лопастей. Тарелка автомата перекоса приводится во вращение двухзвенником, одно звено которого связано с вращающимся кольцом, а второе - с валом несущего винта. Отклонение рычага «шаг-газ» вверх или вниз приводит соответственно к увеличению или уменьшению установочных углов всех лопастей на одинаковую величину, что изменяет величину силы тяги несущего винта. При наклоне тарелки автомата перекоса обеспечивается циклическое изменение шага, т.е. изменение угла установки лопастей в течение одного цикла (одного оборота) - лопасть начнет совершать маховые движения. Таким образом, наклон тарелки автомата перекоса вызывает наклон плоскости вращения несущего винта, а значит, и наклон силы тяги несущего винта при сохранении его величины. Наклон плоскости вращения винта отстает от циклического изменения шага, поэтому необходим так называемый угол опережения автомата перекоса, который зависит от упругости и инерционности лопасти, определяемой массовой характеристикой, а также от угла характеристики компенсации взмаха и угла выноса (1. с. 98-102; рис. 1.69-1.72).The swash plate has a slider that can move up and down the drive shaft. To move the slider, the step-gas lever is used, connected to it by means of rods and a rocker (1. Fig. 1.69. P. 98). A universal joint is installed on the slider, which has two rings: internal and external. The universal joint (Hook joint) is connected to the control knob (cyclic pitch knob). When the handle is deflected, the pilot, acting on the outer ring, has the ability to tilt it relative to the two mutually perpendicular axes “forward-backward” and “left-right”. Using a ball bearing, the swash plate is attached to the outer ring of the hinge. The plate consists of a rotating ring with levers, to which rods are attached, connected with leashes of axial hinges of the blades. The plate of the swashplate is driven into rotation by a two-linker, one link of which is connected to the rotating ring, and the second to the rotor shaft. The deviation of the step-gas lever up or down, respectively, leads to an increase or decrease in the installation angles of all blades by the same amount, which changes the magnitude of the thrust of the rotor. When the swash plate is tilted, a cyclic change in pitch is provided, i.e. a change in the angle of installation of the blades during one cycle (one revolution) - the blade will begin to make swing movements. Thus, the inclination of the plate of the swash plate causes the inclination of the plane of rotation of the rotor, and hence the slope of the thrust of the rotor while maintaining its value. The inclination of the plane of rotation of the screw lags behind the cyclic change in pitch, so the so-called lead angle of the swashplate is necessary, which depends on the elasticity and inertia of the blade, determined by the mass characteristic, as well as on the angle of the swing compensation characteristic and the offset angle (1. pp. 98-102; Fig. 1.69-1.72).
Недостаток описанной трансмиссии привода втулки несущего винта заключается в том, что он ограничивает эксплуатационные характеристики вертолета - его живучесть, так как не обеспечивает защиту верхней сферы от нападения противника и возможность безопасного катапультирования экипажа вверх. При такой трансмиссии привода втулки несущего винта катапультирование экипажа возможно только вниз, что небезопасно при малой высоте полета.The disadvantage of the described rotor hub drive transmission is that it limits the helicopter's operational characteristics — its survivability, since it does not protect the upper sphere from enemy attacks and the possibility of safe crew ejection up. With such a transmission of the rotor hub drive, crew ejection is only possible downward, which is unsafe at low altitude.
Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в расширении эксплуатационных характеристик вертолета.The problem to which the invention is directed, is to expand the operational characteristics of the helicopter.
Поставленная задача решается за счет повышения живучести вертолета путем защиты верхней сферы от нападения противника и возможности безопасного катапультирования экипажа вверх.The problem is solved by increasing the survivability of the helicopter by protecting the upper sphere from enemy attacks and the possibility of safe bailout of the crew up.
Сущность предлагаемого устройства заключается в том, что трансмиссия вертолета, содержащая валы и зубчатые передачи привода винтов, отличается тем, что кольцевая втулка несущего винта с ведомым колесом зубчатой передачи и автоматом перекоса установлены на цилиндре с внутренним диаметром не менее поперечного сечения загруженного кресла для катапультирования.The essence of the proposed device lies in the fact that the helicopter transmission containing shafts and gears of the screw drive is characterized in that the rotor annular sleeve with the driven gear wheel and the swash plate are mounted on a cylinder with an inner diameter of at least the cross section of the loaded bailout seat.
Предлагаемое техническое решение позволяет организовать цилиндр с внутренним диаметром не менее поперечного сечения загруженного кресла для катапультирования, который можно использовать для безопасного катапультирования экипажа вверх, в котором могут быть расположены аварийный парашют для вертолета в целом, средства защиты от нападения противника: ракеты «воздух-воздух», автоматическая пушка, пулемет, локатор и т.п.The proposed technical solution allows you to organize a cylinder with an internal diameter of not less than the cross section of the loaded ejection seat, which can be used to safely eject the crew upwards, in which the emergency parachute for the helicopter as a whole can be located, means of protection against enemy attacks: air-to-air missiles ", Automatic gun, machine gun, locator, etc.
На фиг. 1 изображена принципиальная схема (сечение) трансмиссии с приводом ведущего винта, а также рулевого винта вертолета. Крышка цилиндра не попадает в сечение. Элементы фюзеляжа не показаны.In FIG. 1 shows a schematic diagram (section) of a transmission with a drive screw, as well as the tail rotor of a helicopter. The cylinder cover does not fall into the section. Fuselage elements are not shown.
На фиг. 2 показан вид сверху на это устройство.In FIG. 2 shows a top view of this device.
На фиг. 3 приведена другая схема компоновки трансмиссии с двумя рулевыми винтами.In FIG. Figure 3 shows another arrangement of the transmission with two tail rotors.
На фиг. 4 изображен вариант трансмиссии привода втулок двух соосных несущих винтов. Двигатель и фюзеляж не показаны.In FIG. 4 shows an embodiment of a drive transmission of bushings of two coaxial rotors. The engine and fuselage are not shown.
На несущей системе 1 вертолета установлен двигатель 2 и закреплен цилиндр 3 с кольцевой опорой 4 (фиг. 1 и 2) и крышкой цилиндра 5. Кольцевая втулка 6 расположена под кольцевой опорой 4 и закреплена на трубчатом валу 7 с ведомым колесом 8 зубчатой передачи. На кольцевой втулке 6 установлены лопасти 9 несущего винта (шарниры не показаны), которые рычагами 10 связаны с автоматом перекоса 11 (органы управления автоматом не показаны). Ведущий вал 12 двигателя 2, с закрепленной на валу ведущей шестерней 13 взаимосвязан с ведомым колесом 8 зубчатой передачи или непосредственно (фиг. 1) или дополнительной передачей, состоящей из ведомой конической шестерни 14, которая закреплена на валу 15, на котором также закреплена цилиндрическая шестерня 16 (фиг. 3). При двухвинтовой сосной схеме (фиг. 4) требуется согласующая передача, состоящая из второго комплекта дополнительной передачи: конической шестерни 14, вала 15 и цилиндрической шестерни 16, а также вала 17 с закрепленными на нем шестернями 18 и 19. Шестерня 19 зацеплена с цилиндрической шестерней 20, закрепленной на верхнем валу 15 дополнительной передачи. Ведущая шестерня 21 отбора мощности для привода рулевого винта закреплена или на ведущем валу 12 двигателя 2 (фиг. 1) или на валу 15 дополнительной передачи (фиг. 3). Ведомая шестерня 22 отбора мощности закреплена на валу 23 привода редуктора рулевого винта, состоящего из шестерен 24 и 25. Шестерня 25 может быть выполнена на наружном диаметре лопастей 26 рулевого винта (фиг. 1 и 2) или на валу 27 (фиг. 3), на котором закреплена ведущая коническая шестерня 28, зацепленная с ведомой конической шестерней 29, закрепленной на валу 30 привода лопастей 26 рулевого винта.An engine 2 is mounted on the helicopter support system 1 and a cylinder 3 is fixed with an annular support 4 (Fig. 1 and 2) and a
Крышка 5 цилиндра 3 может быть плоской или сферической и состоять из нескольких деталей, в том числе иметь пазы для размещения вооружения. Предпочтительно нечетное число лопастей 9 для исключения возможности резонанса.The
Предлагаемое техническое устройство работает следующим образом. От двигателя 2, установленного на несущей системе 1, крутящий момент по ведущему валу 12 ведущей шестерней 13 передается на ведомое колесо 8 зубчатой передачи, трубчатый вал 7, кольцевую втулку 6 и лопасти 9 несущего винта, вращая их (фиг. 1). Летчик рычагами управления воздействует на автомат перекоса 11, который через рычаги 10 регулирует положение лопастей 9 относительно кольцевой втулки 6, изменяя при этом величину и направление силы тяги несущего винта. Сила тяги от лопастей 9 передается на кольцевую втулку 6 и от нее на кольцевую опору 4 и цилиндр 3, который передает это усилие на несущую систему 1 вертолета. Вращение лопастей 9 несущего винта создает реактивный момент, стремящийся повернуть несущую систему 1. Для компенсации реактивного момента, а также изменения направления полета служит рулевой винт, мощность для которого отнимается от ведущего вала 12 шестернями 21 и 22 на вал 23 привода редуктора рулевого винта, состоящего из шестерен 24 и 25. Шестерня 25 вращает лопасти 26 рулевого винта (фиг. 1 и 2). На фиг. 3 мощность на привод лопастей 9 несущего винта передается от вала 12, шестернями 13 и 14, валом 15 дополнительной передачи, цилиндрической шестерней 16 на зубчатый венец 8, далее на трубчатый вал 7 и кольцевую втулку 6. Отбор мощности на привод лопастей 26 рулевого винта происходит от вала 15, шестернями 21 и 22, валом 23, шестернями 24 и 25, валом 27 на шестерни 28 и 29, далее валом 30 на лопасти 26. Сила от вращения лопастей 26 рулевого винта на плече до оси хвостовой части вертолета создает скручивающий момент. Для компенсации момента, скручивающего хвостовую часть вертолета, возможна установка второго рулевого винта (фиг. 3). Соосная схема несущих винтов, лопасти 9 которых вращаются в разных направлениях (фиг. 4), исключает необходимость применения рулевого винта. Крутящий момент от ведущего вала 12 ведущей конической шестерней 13 распределяется на две шестерни 14, валы 15 и цилиндрические шестерни 16 дополнительной передачи. Лопасти 9 нижнего несущего винта приводятся в действие аналогично схеме на фиг. 3. Нижняя коническая шестерня 14, валом 15 и шестерней 16 вращает шестерню 18 и вал 17 согласующей передачи, далее цилиндрическими шестернями 19 и 20 на верхний вал 15 дополнительной передачи, затем цилиндрической шестерней 16 на ведомое колесо 8. Лопасти 9 верхнего и нижнего несущих винтов будут вращаться в противоположных направлениях, компенсируя реактивные моменты.The proposed technical device operates as follows. From the engine 2 mounted on the carrier system 1, the torque on the
Обозначения:Designations:
1 - несущая система вертолета;1 - carrier system of a helicopter;
2 - двигатель;2 - engine;
3 - цилиндр;3 - cylinder;
4 - кольцевая опора втулки несущего винта;4 - ring support of the rotor sleeve;
5 - крышка цилиндра;5 - cylinder cover;
6 - кольцевая втулка лопастей несущего винта;6 - the ring sleeve of the rotor blades;
7 - трубчатый вал привода втулки 6;7 - tubular
8 - ведомое колесо зубчатой передачи;8 - driven gear wheel;
9 - лопасти несущего винта;9 - rotor blades;
10 - рычаги взаимодействия лопастей с автоматом перекоса;10 - levers of interaction of the blades with a swash plate;
11 - автомат перекоса (упрощенное изображение);11 - swashplate (simplified image);
12 - ведущий вал двигателя 2;12 - the drive shaft of the engine 2;
13 - ведущая шестерня ведущего вала 12;13 - the drive gear of the
14 - ведомая коническая шестерня дополнительной передачи;14 - driven conical gear of an additional transmission;
15 - вал дополнительной передачи;15 - shaft additional transmission;
16 - цилиндрическая шестерня дополнительной передачи;16 - a cylindrical gear of an additional transmission;
17 - вал согласующей передачи;17 - shaft matching transmission;
18 и 19 - шестерни, закрепленные на валу 17;18 and 19 - gears mounted on the shaft 17;
20 - цилиндрическая шестерня, закрепленная на верхнем валу 15;20 - a cylindrical gear mounted on the
21 - ведущая шестерня отбора мощности для привода рулевого винта;21 - drive gear for power take-off for the tail rotor drive;
22 - ведомая шестерня отбора мощности для привода рулевого винта;22 - driven gear for power take-off for tail rotor drive;
23 - вал привода редуктора рулевого винта;23 - a shaft of a drive of a gearbox of a tail rotor;
24 и 25 - шестерни редуктора привода рулевого винта;24 and 25 - gears of the gearbox drive tail rotor;
26 - лопасти рулевого винта;26 - tail rotor blades;
27 - вал конических шестерен 25 и 28;27 - a shaft of
28 - ведущая коническая шестерня привода лопастей рулевого винта;28 - leading bevel gear drive tail rotor blades;
29 - ведомая коническая шестерня привода лопастей рулевого винта;29 - driven bevel gear drive tail rotor blades;
30 - вал привода лопастей 26 рулевого винта.30 -
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014128611/11A RU2580344C2 (en) | 2014-07-11 | 2014-07-11 | Helicopter transmission |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014128611/11A RU2580344C2 (en) | 2014-07-11 | 2014-07-11 | Helicopter transmission |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014128611A RU2014128611A (en) | 2016-02-10 |
RU2580344C2 true RU2580344C2 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55313063
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014128611/11A RU2580344C2 (en) | 2014-07-11 | 2014-07-11 | Helicopter transmission |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2580344C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2629731C1 (en) * | 2016-10-07 | 2017-08-31 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Курганский государственный университет" | Helicopter |
RU184177U1 (en) * | 2018-04-26 | 2018-10-17 | ООО "Эверест" | HELICOPTER COLLECTIVE SYSTEM OF THE HELICOPTER OF A HELICOPTER |
RU2729900C1 (en) * | 2019-12-30 | 2020-08-13 | Акционерное общество "Камов" | Drive system of coaxial rotors of helicopter with support mast |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3222015A (en) * | 1964-04-23 | 1965-12-07 | Agnew E Larsen | Helicopter escape means |
RU29035U1 (en) * | 2002-10-17 | 2003-04-27 | Региональная общественная организация инвалидов Госбезопасности "ЭФА" (Объединение "ЭФА") | HELICOPTER "EFA" |
RU2246428C2 (en) * | 2003-01-04 | 2005-02-20 | Скворцов Николай Павлович | Helicopter rescue apparatus |
RU2263607C1 (en) * | 2004-04-01 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter |
-
2014
- 2014-07-11 RU RU2014128611/11A patent/RU2580344C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3222015A (en) * | 1964-04-23 | 1965-12-07 | Agnew E Larsen | Helicopter escape means |
RU29035U1 (en) * | 2002-10-17 | 2003-04-27 | Региональная общественная организация инвалидов Госбезопасности "ЭФА" (Объединение "ЭФА") | HELICOPTER "EFA" |
RU2246428C2 (en) * | 2003-01-04 | 2005-02-20 | Скворцов Николай Павлович | Helicopter rescue apparatus |
RU2263607C1 (en) * | 2004-04-01 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2629731C1 (en) * | 2016-10-07 | 2017-08-31 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Курганский государственный университет" | Helicopter |
RU184177U1 (en) * | 2018-04-26 | 2018-10-17 | ООО "Эверест" | HELICOPTER COLLECTIVE SYSTEM OF THE HELICOPTER OF A HELICOPTER |
RU2729900C1 (en) * | 2019-12-30 | 2020-08-13 | Акционерное общество "Камов" | Drive system of coaxial rotors of helicopter with support mast |
RU2729900C9 (en) * | 2019-12-30 | 2020-11-26 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Drive system of coaxial rotors of helicopter with support mast |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014128611A (en) | 2016-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10773798B2 (en) | Rotor hub with blade-to-blade dampers attached to the pitch change axis | |
US5364230A (en) | Rotor blade subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors | |
US5351913A (en) | Coaxial transmission/center hub subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors | |
US5226350A (en) | Drive train assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors | |
US6672538B2 (en) | Transmission for a coaxial counter rotating rotor system | |
US5340279A (en) | Snubber assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors | |
US20060231675A1 (en) | Gyro-stabilized air vehicle | |
US3807896A (en) | Concentric tube spring rotor mount | |
WO2013098736A2 (en) | A four-rotor helicopter | |
RU2580344C2 (en) | Helicopter transmission | |
KR20170101200A (en) | Multi-rotor aerial vehicle | |
US10053212B2 (en) | Transmission for coaxial multi-rotor system | |
EP2796368B1 (en) | Integration of rotary electrical actuator for swashplateless individual blade control | |
EA014651B1 (en) | Stiff-in-plane gimbaled tiltrotor hub | |
CN110626495A (en) | Small coaxial double-rotor type unmanned aerial vehicle | |
US20150225053A1 (en) | Cyclic pitch actuation system for counter-rotating propellers | |
RU2536421C2 (en) | Power plant with variable thrust vector | |
EP3737609A1 (en) | Transmission system for aircraft structure | |
GB2495562A (en) | Helicopter multi rotor system | |
CN107719661A (en) | A kind of unmanned plane rotor pulp distance varying mechanism | |
US1890932A (en) | Variable pitch propeller | |
US3004736A (en) | Tail rotor for helicopter | |
RU2616771C2 (en) | Helicopter rotor | |
US20190092460A1 (en) | Rotor Hub with Blade-to-Blade Dampers and Axisymmetric Elastomeric Spherical Bearings | |
US11203418B2 (en) | Mount systems for pylon assemblies with coaxial rotors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170712 |