RU2588277C1 - Single-rotor helicopter - Google Patents
Single-rotor helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2588277C1 RU2588277C1 RU2015111366/11A RU2015111366A RU2588277C1 RU 2588277 C1 RU2588277 C1 RU 2588277C1 RU 2015111366/11 A RU2015111366/11 A RU 2015111366/11A RU 2015111366 A RU2015111366 A RU 2015111366A RU 2588277 C1 RU2588277 C1 RU 2588277C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- helicopter
- rotary platform
- relative
- fuselage
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 6
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000002832 Shoulder Anatomy 0.000 description 5
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к вертолетам, выполненным по одновинтовой схеме со средствами компенсации реактивного момента несущего винта, выполняющими роль рулевого винта, и может быть использовано для создания вертолетов одновинтовой схемы без рулевого винта, а также систем путевого управления вертолетом.The invention relates to the field of aviation, namely to helicopters made according to a single-rotor scheme with means for compensating the reactive moment of the rotor, acting as a tail rotor, and can be used to create single-rotor helicopters without a tail rotor, as well as helicopter track control systems.
Известен вертолет Ми-34 («Московский вертолетный завод имени М.Л. Миля», М.: Любимая книга, 1998, с. 241-248), где агрегаты силовой установки находятся в задней части фюзеляжа, а главный редуктор - над потолком в центральной части фюзеляжа. Недостатком данного вертолета является отсутствие свободного пространства в задней части фюзеляжа.The Mi-34 helicopter is known (Moscow Helicopter Plant named after ML Mil, Moscow: Beloved Book, 1998, pp. 241-248), where the power unit is located in the rear of the fuselage, and the main gearbox is above the ceiling in the central part of the fuselage. The disadvantage of this helicopter is the lack of free space in the rear of the fuselage.
Известен одновинтовой вертолет без рулевого винта (RU 2266237 «Каскадно-стабилизаторный вертолет», МПК В64С 27/06, В64С 27/82, публ. 2005 г.), который является прототипом предлагаемого изобретения. Управление вертолетом осуществляется при помощи системы стабилизаторов, установленных на поперечной балке, которая расположена на конце хвостовой балки в зоне вращения несущего винта. При этом стабилизаторы имеют возможность поворачиваться вокруг своей вертикальной оси, а хвостовая балка, выполненная с поперечным сечением в виде крыла, имеет возможность менять свое положение относительно своей продольной оси.Known single-rotor helicopter without tail rotor (RU 2266237 "Cascade-stabilizer helicopter", IPC V64C 27/06, V64C 27/82, publ. 2005), which is the prototype of the invention. The helicopter is controlled by a system of stabilizers mounted on the transverse beam, which is located at the end of the tail beam in the rotor rotation zone. At the same time, the stabilizers have the ability to rotate around their vertical axis, and the tail beam, made with a cross section in the form of a wing, has the ability to change its position relative to its longitudinal axis.
Такое выполнение средств компенсации реактивного момента несущего винта не представляется эффективным в виду того, что через стабилизаторы, а также по боковой поверхности хвостовой балки, проходит только часть воздушного потока от несущего винта, и, соответственно, компенсации будет подлежать только часть реактивного крутящего момента.This embodiment of the main rotor reactive moment compensation means does not seem effective in view of the fact that only part of the air flow from the main rotor passes through the stabilizers, as well as along the side surface of the tail boom, and, accordingly, only part of the reactive torque will be compensated.
Целью заявляемого технического решения является обеспечение выполнения вертолетом с механическим приводом единственного несущего винта транспортных функций при перемещениях в воздушном пространстве без затрат мощности основных двигателей на компенсацию реактивного момента, создаваемого на фюзеляже, за счет разработки эффективной системы компенсации реактивного момента несущего винта вертолета, не связанного с аэродинамикой хвостовой части вертолета и, благодаря этому, дополнительно позволяющего более полно использовать объем кабины вертолета и ее доступность со стороны задних грузовых створок.The purpose of the claimed technical solution is to ensure that a helicopter with a mechanical drive has the only rotor transport functions when moving in airspace without the main engine power being consumed to compensate for the reactive moment created on the fuselage by developing an effective system for compensating the reactive moment of the rotor of the helicopter that is not associated with aerodynamics of the tail of the helicopter and, due to this, additionally allowing more fully use the volume Bina of the helicopter and its accessibility from the rear cargo door leaves.
Поставленная цель достигается благодаря тому, что в одновинтовом вертолете, содержащем фюзеляж, силовую установку с двигателями и главным редуктором, несущий винт, установленный на валу главного редуктора, и средства компенсации реактивного момента несущего винта, в соответствии с заявляемым изобретением - агрегаты силовой установки размещены на поворотной платформе, которая установлена на потолочной панели фюзеляжа с возможностью поворота относительно своей вертикальной оси и снабжена приводом, при этом ось вращения поворотной платформы смещена относительно центра масс вертолета, а вал несущего винта расположен наклонно относительно вертикали, причем длина и угол наклона относительно вертикали вала несущего винта и смещение оси вращения поворотной платформы относительно центра масс выбраны из условия обеспечения компенсации реактивного момента несущего винта на фюзеляже, при повороте платформы на необходимый угол, в зависимости от режима полета, за счет смещения центра втулки несущего винта относительно центра масс вертолета и соответствующего изменения плеча действия силы тяжести относительно оси вала несущего винта.This goal is achieved due to the fact that in a single-rotor helicopter containing the fuselage, a power plant with engines and a main gearbox, a rotor mounted on the shaft of the main gearbox, and means for compensating the reactive moment of the rotor, in accordance with the claimed invention, the power plant units are located on a rotary platform, which is mounted on the ceiling panel of the fuselage with the possibility of rotation about its vertical axis and is equipped with a drive, while the axis of rotation of the rotary plates the shape is shifted relative to the center of mass of the helicopter, and the rotor shaft is inclined relative to the vertical, and the length and angle of inclination relative to the vertical of the rotor shaft and the offset of the axis of rotation of the rotary platform relative to the center of mass are selected from the condition of providing compensation for the rotor torque on the fuselage by the necessary angle, depending on the flight mode, due to the displacement of the center of the rotor hub relative to the center of mass of the helicopter and the corresponding change in shoulders and the action of gravity relative to the axis of the rotor shaft.
Привод поворотной платформы содержит электродвигатель и самотормозящийся редуктор, взаимодействующий через зубчатое зацепление с поворотной платформой.The rotary platform drive comprises an electric motor and a self-braking gearbox interacting via gearing with the rotary platform.
Подшипниковый узел поворота поворотной платформы содержит осевой и упорный подшипники, причем упорный подшипник содержит верхнее кольцо, установленное на поворотной платформе, а нижнее кольцо его установлено в потолочной панели.The rotary platform rotation bearing assembly comprises axial and thrust bearings, wherein the thrust bearing comprises an upper ring mounted on the turntable and its lower ring mounted in the ceiling panel.
При расположении наклонного вала несущего винта главного редуктора в продольной плоскости вертолета центр несущего винта расположен над центром масс (далее - ЦМ) вертолета. Для создания момента, используемого для компенсации реактивного момента несущего винта, поворотную платформу поворачивают относительно оси ее вращения на угол, соответствующий режиму полета. При этом положение центра несущего винта относительно ЦМ вертолета изменяется, и, в соответствии с полученным плечом действия силы тяжести, возникает момент, компенсирующий реактивный момент несущего винта на фюзеляже вертолета.When the inclined main rotor shaft of the main gearbox is located in the longitudinal plane of the helicopter, the center of the main rotor is located above the center of mass (hereinafter - CM) of the helicopter. To create the moment used to compensate for the reactive moment of the rotor, the rotary platform is rotated relative to the axis of its rotation by an angle corresponding to the flight mode. In this case, the position of the center of the rotor relative to the CM of the helicopter changes, and, in accordance with the received shoulder action of gravity, a moment arises that compensates for the reactive moment of the rotor on the fuselage of the helicopter.
Размещение агрегатов силовой установки вне пространства грузовой кабины, а также отсутствие хвостовой балки, позволяет полностью использовать объем грузовой кабины вертолета и снабдить кабину большими и удобными для погрузки задними грузовыми створками, что позволяет расширить применение вертолета.The placement of the power plant units outside the cargo compartment space, as well as the absence of a tail boom, makes it possible to fully utilize the volume of the helicopter cargo compartment and equip the cabin with large and convenient rear cargo doors for loading, which allows expanding the use of the helicopter.
Заявляемое техническое решение одновинтового вертолета поясняется чертежами, где изображены:The claimed technical solution of a single-rotor helicopter is illustrated by drawings, which show:
на фиг. 1 - вид сбоку вертолета, находящегося на стоянке;in FIG. 1 is a side view of a helicopter parked;
на фиг. 2 - вид вертолета сверху;in FIG. 2 is a top view of a helicopter;
на фиг. 3 - подшипниковый узел поворотной платформы (сечение Н-Н);in FIG. 3 - bearing assembly of the turntable (cross section NN);
на фиг. 4 - привод поворотной платформы (сечение С-С);in FIG. 4 - drive rotary platform (section CC);
на фиг. 5 - вид вертолета сверху в режиме взлета и в режиме максимальной мощности;in FIG. 5 is a top view of a helicopter in take-off mode and in maximum power mode;
на фиг. 6 - вид вертолета сверху в режиме крейсерской мощности.in FIG. 6 is a top view of a helicopter in cruise power mode.
Одновинтовой вертолет содержит фюзеляж 1 (фиг. 1), силовую установку с двигателями 2 и главным редуктором 3. На выходном валу 4 главного редуктора 3 установлен несущий винт 5 с лопастями 6.A single-rotor helicopter contains a fuselage 1 (Fig. 1), a power unit with
С целью регулирования величины парирующего момента потолочная панель 7 фюзеляжа 1 вертолета снабжена поворотной платформой 8, где размещены агрегаты силовой установки.In order to regulate the magnitude of the momentum, the
Вертикальная ось вращения (Б) (фиг. 1 и 2) поворотной платформы 8 смещена относительно ЦМ вертолета. Несущий винт 5 установлен на валу 4 главного редуктора 3 через шарнирную втулку 9. Вал 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 расположен наклонно, под углом α, относительно вертикали, причем при положении вала 4 в продольной плоскости вертолета центр втулки (В) находится над ЦМ (фиг. 2). Длина и угол наклона α относительно вертикали вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3, а также смещение оси вращения (Б) поворотной платформы 8 относительно ЦМ выбраны из условия обеспечения компенсации реактивного момента несущего винта 5 при повороте поворотной платформы 8 в заданном диапазоне углов поворота.The vertical axis of rotation (B) (Fig. 1 and 2) of the
Поворотная платформа 8 через зубчатое зацепление 10 соединена с редуктором привода 11 поворотной платформы 8 (фиг. 2).The
Подшипниковый узел поворотной платформы 8, изображенный на фиг. 3, содержит осевой 12 и упорный 13 подшипники. Внутреннее кольцо 14 осевого подшипника 12 установлено с натягом на неподвижный относительно поворотной платформы 8 опорный вал 15 и закреплено на нем. Наружное кольцо 16 осевого подшипника 12 закреплено на потолочной панели 7 фюзеляжа 1. Упорный подшипник 13 может быть выполнен в виде, например, шарикового подшипника, при этом его верхнее кольцо 17 закреплено в поворотной платформе 8, а нижнее 18 - на потолочной панели 7 фюзеляжа 1. Осевой подшипник 12 воспринимает вес вертолета, а упорный подшипник 13 - силы от изгибающего момента, возникающего на поворотной платформе 8 при крене и тангаже вертолета в полете.The bearing assembly of the
На фиг. 4 изображен привод 11 поворотной платформы 8, который содержит электродвигатель 19 и самотормозящийся редуктор 20, например червячно-цилиндрический. Он включает в себя червячное колесо 21 и червячную шестерню 22. Ведущая шестерня 23 привода 11 взаимодействует с зубчатым венцом зубчатого зацепления 10 поворотной платформы 8. Электродвигатель 19 питается от генераторов на главном редукторе 3.In FIG. 4 shows the
Заявляемый одновинтовой вертолет работает следующим образом.The inventive single-rotor helicopter operates as follows.
При нахождении вертолета на стоянке (фиг. 1) продольная ось поворотной платформы 8 расположена вдоль продольной оси фюзеляжа.When the helicopter is stationary (Fig. 1), the longitudinal axis of the
В режиме взлета (фиг. 5) пилот устанавливает необходимый режим работы двигателей 2. Поворотная платформа 8 с помощью привода 11 с самотормозящимся редуктором 20 разворачивается на максимально-необходимый угол β1 относительно продольной оси фюзеляжа 1. Угол β1 поворота поворотной платформы 8 устанавливается тем больше, чем больше загрузка вертолета, больше требуемая мощность двигателей и чем больше, соответственно, крутящий момент на оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 и чем больше реактивный момент на фюзеляже 1. Вал электродвигателя 19 может вращаться как по часовой стрелке, так и против, обеспечивая установку необходимого угла β1 поворота поворотной платформы 8. Самотормозящийся редуктор 20 обеспечивает фиксацию поворотной платформы 8 в необходимом положении угла поворота.In take-off mode (Fig. 5), the pilot sets the required operating mode for
При максимальной загрузке вертолета полезным грузом и максимальной заправке топливом двигатели 2 работают на максимальном режиме, на валу 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 достигается максимальный крутящий момент. При этом на фюзеляж 1 действует максимальный реактивный момент, формируется максимальная величина плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 и достигается максимальный компенсирующий момент на фюзеляже 1 вертолета.At maximum helicopter loading with payload and maximum fueling,
При нахождении вертолета в режиме крейсерской мощности (фиг. 6) с помощью привода 11 поворотной платформы 8 уменьшают угол (β2) разворота поворотной платформы 8 относительно продольной оси фюзеляжа 1. В этом режиме появляется набегающий поток воздуха и увеличивается подъемная сила, благодаря чему потребная мощность двигателей 2 уменьшается. При этом на оси вала 4 несущего винта 5 от главного редуктора 3 крутящий момент уменьшается до достижения определенного значения скорости, а затем увеличивается, так как увеличивается воздушное сопротивление. В режиме крейсерской мощности на фюзеляже 1 также изменяется (уменьшается) реактивный и компенсирующий моменты, а также изменяется (уменьшается) величина плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3.When the helicopter is in cruising power mode (Fig. 6) using the
При нахождении вертолета в режиме авторотации уменьшают угол (β2) разворота поворотной платформы 8 относительно оси (Б) фюзеляжа 1 до минимальной величины. В этом режиме двигатели 2 не работают, крутящий момент на оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 отсутствует, реактивный момент на фюзеляже 1 отсутствует. Необходимость компенсации реактивного момента отсутствует. Необходимость формирования плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 отсутствует.When the helicopter is in autorotation, the angle (β 2 ) of the rotation of the
В режиме авторотации за счет работающего электродвигателя 19 через самотормозящийся редуктор 20 управляют угловым положением платформы 8, уменьшая угол ее поворота (β2) до минимальной величины.In the autorotation mode, due to the working
Claims (3)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2588277C1 true RU2588277C1 (en) | 2016-06-27 |
Family
ID=
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106628133A (en) * | 2016-12-28 | 2017-05-10 | 歌尔科技有限公司 | Balance adjustment mechanism for unmanned aerial vehicle and unmanned aerial vehicle |
RU2682998C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-03-25 | Важинский Евгений Степанович | Helicopter |
CN110506001A (en) * | 2017-09-28 | 2019-11-26 | 维纳缇有限公司 | With the rotor craft of propulsion device on swingle |
RU2770945C1 (en) * | 2022-01-27 | 2022-04-25 | Светлана Юрьевна Шведова | Single-rotor high-speed helicopter |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4720059A (en) * | 1986-12-31 | 1988-01-19 | Stearns Jr Hoyt A | High speed helicopter |
JPH05270494A (en) * | 1992-03-23 | 1993-10-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Helicopter |
RU2392187C1 (en) * | 2009-04-17 | 2010-06-20 | Эдуард Дмитриевич Житников | Helicopter with wedge-shaped airframe |
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4720059A (en) * | 1986-12-31 | 1988-01-19 | Stearns Jr Hoyt A | High speed helicopter |
JPH05270494A (en) * | 1992-03-23 | 1993-10-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Helicopter |
RU2392187C1 (en) * | 2009-04-17 | 2010-06-20 | Эдуард Дмитриевич Житников | Helicopter with wedge-shaped airframe |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106628133A (en) * | 2016-12-28 | 2017-05-10 | 歌尔科技有限公司 | Balance adjustment mechanism for unmanned aerial vehicle and unmanned aerial vehicle |
CN110506001A (en) * | 2017-09-28 | 2019-11-26 | 维纳缇有限公司 | With the rotor craft of propulsion device on swingle |
RU2682998C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-03-25 | Важинский Евгений Степанович | Helicopter |
RU2770945C1 (en) * | 2022-01-27 | 2022-04-25 | Светлана Юрьевна Шведова | Single-rotor high-speed helicopter |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7466963B2 (en) | Large variable-speed tilt rotor eVTOL aircraft | |
US11370535B2 (en) | Tiltrotor with inboard engines | |
EP3486168B1 (en) | Extended range tiltrotor aircraft | |
US10173771B2 (en) | Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions | |
RU2704771C2 (en) | Aircraft capable of vertical take-off | |
EP1999016B1 (en) | Convertible aircraft | |
US9290266B2 (en) | Speed control assembly and methods of using same | |
US10752352B2 (en) | Dual rotor propulsion systems for tiltrotor aircraft | |
US2708081A (en) | Convertible aircraft structure | |
RU2563921C1 (en) | Rotorcraft with vertical takeoff | |
US20180057148A1 (en) | Tiltrotor Aircraft having Active Wing Extensions | |
CN102627146A (en) | Tilt rotor aircraft with fixed engine arrangement | |
NO322196B1 (en) | Hybrid aircraft | |
CN105000174A (en) | Tiltrotor mixed multi-state aircraft with operational control surfaces | |
US20150037149A1 (en) | Rotorcraft control system for rotorcraft with two or more rotor systems | |
RU139040U1 (en) | AIRCRAFT "LANNER" | |
US20130264429A1 (en) | Convertible airplane | |
EP3687899B1 (en) | Rotor wing aircraft with propulsion apparatus on rotating pole | |
WO2019157588A1 (en) | Transmission system for aircraft structure | |
EP2873613B1 (en) | Counter-rotating rotor system with static mast | |
RU2588277C1 (en) | Single-rotor helicopter | |
RU2539679C1 (en) | High-speed rotary-wing aircraft | |
EP3736213A1 (en) | Hybrid unmanned aerial vehicle | |
RU2324626C1 (en) | Safe aeroplane of vertical take-off and landing | |
KR101529856B1 (en) | Flight vehicle having flying function of helicopter |