WO2014088443A1 - Соосный скоростной вертолет - Google Patents
Соосный скоростной вертолет Download PDFInfo
- Publication number
- WO2014088443A1 WO2014088443A1 PCT/RU2012/001015 RU2012001015W WO2014088443A1 WO 2014088443 A1 WO2014088443 A1 WO 2014088443A1 RU 2012001015 W RU2012001015 W RU 2012001015W WO 2014088443 A1 WO2014088443 A1 WO 2014088443A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- speed
- helicopter
- column
- coaxial
- coaxial high
- Prior art date
Links
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims abstract description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 2
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 102000010410 Nogo Proteins Human genes 0.000 description 1
- 108010077641 Nogo Proteins Proteins 0.000 description 1
- 235000008331 Pinus X rigitaeda Nutrition 0.000 description 1
- 235000011613 Pinus brutia Nutrition 0.000 description 1
- 241000018646 Pinus brutia Species 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
- B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8236—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft including pusher propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
- B64C2027/8272—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising fins, or movable rudders
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
- B64C2027/8281—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising horizontal tail planes
Definitions
- the invention relates to aeronautical engineering, in particular to the device of coaxial helicopters.
- the speed characteristics of such a helicopter are achieved by distributing the lifting force between the main rotor and the aerodynamic surface (wing), and the higher the speed, the larger the share under the main rotor is the wing, thereby reducing the harmful effect of the asymmetry of the flow around the rotor.
- the rotor speed decreases in proportion to the increase in speed and singing.
- a drawback of the described construction is that in the high-speed flight mode, the main rotor 1 will create a part of the lifting force and, when ⁇ , will not create thrust, i.e. in fact, it acts as the main rotor of a gyroplane, creating harmful resistance greater than an ordinary wing of the same area.
- flow asymmetry still requires compensation and steering surfaces (at least), which complicates the control system and requires special pilot training or mandatory autopilot.
- the closest analogue to the proposed technical solution is a high-speed pine helicopter using the rotor aerodynamics according to the ABC (Advancing Blade Concept) Sikorsky Demonstrator X2
- particle / 3274 comprising a fuselage, an engine, a coaxial synchronized rotor with a common pitch control and a cyclic pitch of the blades, a pushing screw with a common pitch control, surfaces for stabilization and maneuvering.
- the problem of asymmetry of enveloping is almost completely solved by the use of a coaxial synchronized screw with a rigid fastening of the blades to the hub.
- the design of such a helicopter is simpler than that of a hybrid helicopter, and the speed characteristics are higher - Sikorsky Demonstrator X2 is the officially registered record holder for speed and flight among helicopters.
- the disadvantage of the design of the Sikorsky helicopter is 1 paoo ia of the main rotor at high speed in the emergency mode, i.e. the main rotor will create lifting force, and the horizontal thrust will be created by the pushing screw located in the tail of the top of the center.
- General efficiency ver goal ⁇ a remains not high, for a flight with the same speed, a plane with classical aerodynamics will require much less energy.
- the problem is to create izobrs 1eiiya For the construction soospogo fast) Nogo Ver toleta capable of vertical takeoff and vissshpo, skorosshom ⁇ y horizontal flight and thus with low energy tightened on rat s flight.
- an coaxial high-speed helicopter containing the fuselage, an engine, a system of coaxial synchronized rotors with the ability to control the common and cyclic pitch, pushing the propeller with an axis located horizontally and with the ability to control the pitch of the screw a, and aerodynamic surfaces for stabilization and control are characterized in that they have a tilt mechanism for the rotor system and a helicopter stabilization system.
- the tilt mechanism of the rotor system consists of a column with a gearbox and is controlled by the tilt drive of the column.
- the column of the rotor system is hinged to the fuselage.
- the tilt range of the rotor system column is 90 ° -70 ° relative to the horizontal axis of the verte.
- the column tilt drive is electromechanical or pneumatic or hydraulic.
- the helicopter stabilization system contains mechanical and electronic (autopilot) parts.
- the control mechanism for the installation angle of the horizontal tail (GO) is made electromechanical or pneumatic or hydraulic.
- the engine can be a piston or turbojet (turboshaft) internal combustion engine, or electric.
- Figure 1 shows a helicopter indicating the main nodes; figure 2 system of rotors with a column tilt mechanism; figure 3 vector diagrams of the speeds and forces that occur when flowing around the profile of the rotor blade.
- Coaxial high-speed helicopter contains (Fig. 1) the fuselage 1, on which the rotor system 2 is hinged, consisting of a column 3 (Fig. 2), synchronized coaxial rotors 4 with rigid fastening of the blades and with the ability to control the common and cyclic pitch of the blades, however, column 3 contains a gearbox 5 and coaxial shafts 6.
- column 3 contains a gearbox 5 and coaxial shafts 6.
- a horizontal tail 7 and a vertical tail 8 movably connected to the fuselage 1 and equipped with rudders of height 9 and direction 10, as well as a mechanism for controlling the angle of installation of GO 1 1.
- the device operates as follows.
- the engine 12 which is fixedly mounted in the fuselage 1, transmits power through an intermediate gearbox 13 and a transmission 14 pa to the rotor system 2, and through a transmission 15 to the tail propeller 16.
- the intermediate gearbox 13 is configured to proportionally redistribute the power of the engine 12 between the rotor system 2 and tail propeller 16.
- the rotation of the rotors 4 is synchronized in the gearbox 5 and is carried out using coaxial shafts 6.
- the transmission to the main gearbox 14 contains a joint Nirni shafts connected with the possibility neredachi powerful in any angular position under the column 3.
- the column tilt actuator 17 serves to change the angle of inclination of the column 3 and the mechanical linkage 19 connected to the horizontal tail 7.
- the control mechanism for the installation angle GO 11 is connected with the horizontal tail 7, on the one hand, and the tilt drive of the column 17, on the other hand, and serves for additional balancing correction (trimming).
- the column 3 of the rotors In take-off and viscepia mode, the column 3 of the rotors is located vertically or has a minimum forward inclination angle of ⁇ 86-90 °.
- the rotor system 2 works like a regular system of co-operating helicopters, to ensure stability and controllability, the common and cyclic pitch of the rotor is used, the steering surfaces of 7.8 are ineffective in this mode.
- the energy of the engine spent on unwinding the screws can be conditionally divided into two flows: the creation of lifting force (useful use) and the swirling of the air flow below the screw (energy loss), while the OJ effective efficiency will be in the region of 0.5-0.7 units.
- the engine power required for the flight is reduced compared to the power required for the Wissner, and excess power is used to rotate the pushing screw 16 located at the rear of the fuselage to increase flight speed.
- Pa figure 3 shows a vector diagram of the velocities and forces arising from the flow around the profile of the rotor blade when moving along the azimuth ⁇ circle described in the intervals 0-180 ° and 180-360 °.
- V (i is the vector of translational speed and helicopter
- ⁇ V is the vector of the true velocity of the oncoming flow
- ⁇ is the vector of the induced velocity
- R is the total aerodynamic force of the profile of the blade
- Y is the lifting force of the profile in the speed coordinate system of the blade; Yi- profile lifting force in a high-speed coordinate system 1 of the helicopter; X - profile drag force in the speed coordinate system and blades;
- P is the thrust vector in the speed coordinate system of the helicopter
- a is the angle of attack of the profile
- ⁇ is the angle of the blade relative to the plane of rotation.
- the axis of rotation of the coaxial screw must be inclined at a certain angle with respect to the horizontal velocity vector of the helicopter. This angle is also about 90 ° (the axis of rotation of the screw is almost vertical), the vector of the resulting aerodynamic force in the azimuthal section 0-180 ° will receive an up-and-down direction, which is typical for the operation of the screw in normal mode and the maximum relative 1D will be around 0, 5-0.7 units.
- the range of inclination of the axis of rotation of the propeller is optimal in the range of 78-70 ° ( ⁇ ⁇ " 78-70 °) for the speed range of 250-400 km / h.
- the efficiency reaches a maximum of 0.92-0.95 at flight speeds 220-350 km / h and gradually decreases to values of 0.75-0.8 with an immediate speed of 350-400 km / h.
- the proposed coaxial * high-speed verulet due to the possibility of adjusting the angle of inclination of the rotor system, allows one to obtain high speed characteristics combined with low energy consumption in flight due to the improved aerodynamics of the carrier system.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству вертолетов соосной схемы. Предлагается соосный скоростной вертолет, содержащий фюзеляж, двигатель, систему соосных синхронизированных несущих винтов с возможностью управления общим и циклическим шагом, толкающий воздушный винт с осью, расположенной горизонтально и с возможностью управления шагом винта, и аэродинамические поверхности для стабилизации и управления, и механизм наклона системы несущих винтов и систему стабилизации вертолета.
Description
COOCI 1ЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству вертолетов соосной схемы.
Известны вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом (http://\v\vw.aviastar.org/helicopters_rus/mi-8-r.htmI), содержащие фюзеляж- вертолета каркасной конструкции, состоящий из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок, шасси, несущий винт, рулевой винт, закрепленный в хвостовой части, силовую установку и топливную сист ему. Недостатком такого т ипа верт олетов является о ι носител ьно невысокая скорость полета, обусловленная особенностями аэродинамики несущею винта, в частности, несимметрией обтекания лопастей двигающихся навстречу скоростному потоку и отстающих лопастей. Пссиммет рия об текания вызывает срыв потока па отстающих лопас тях и разницу в подъемной силе, требующую компенсационных мер, к примеру, шарнирное крепление лопастей, что в целом снижает несущие характеристики винта.
Известен скорост ной гибридный вертолет с большим радиусом дейст вия и оптимизированным подъемным несущим винтом (патент U, МПК
опубл. 20.03.2012), содержащий фюзеляж, двига тель, несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, поверхность, генерирующую аэродинамическую подъемную силу, закрепленную па фюзеляже, поверхност и для стабилизации и маневрирования, и один или несколько тянущих пнш оп. По конструктивному исполнению такой вертолет сложнее, чем описанный ранее вариант, из-за применения множества трансмиссий для привода всех винтов. Скоростные характеристики такого вертолета достигаются распределением подъемной силы между несущим вин гом и аэродинамической поверхностью (крылом), при этом, чем больше скорость, т ем большую долю под емпой силы берет па себя крыло, тем самым снижая вредное влияние несимме грии обтекания несущего винта. Для предотвращения появления вредною
W
сопротивления возникающего на концах набегающих лопас гей при определённых числах Маха (дивергенции сопротивления), скорость вращения несущего винта снижает ся пропорционально увеличению скорост и поюка.
Недостатком описанной конструкции является то, чт о в режиме скоростного полета несущий винт1 создаст часть подъемной силы и при ΉΌΜ не создаст тяги, т.е. по факту работает как несущий винт автожира, создавая вредное сопротивление большее, чем обычное крыло той же площади. К тому же несимметрия обтекания всё равно прису тс твуе т и т ребуе т компенсации рулевыми поверхностями (как минимум), чт о усложняе т систему управления и требует специальной подготовки пилота либо обязательное наличие автопилота.
Наиболее близким аналогом к предлагаемому техническому решению является скоростной вертолет сосной схемы использующий аэродинамику несущего винта по «концепции опережающей лопасти» ABC (Advancing Blade Concept) Sikorsky Demonstrator X2
particle/3274), содержащий фюзеляж, двигат ель, соосный синхронизированный несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, толкающий винт с управлением общим шагом, поверхности для стабилизации и маневрирования. Проблема несимме грии об гекания практ ически полностью решается за счет применения соосиого синхронизированного винта с жестким крепление лопастей к втулке. Конструктивное исполнение такого вертолет а проще, чем у гибридного вертолета, а скоростные характеристики выше - Sikorsky Demonstrator Х2 являе тся официально зарегистрированным рекордсменом по скорост и полета среди вертолет ов.
Недост атком конс трукции вертолета фирмы Sikorsky я вляе 1 ся paoo i a несущего винта на большой скорости в ав южирном режиме, т.е. несущий винт создаст подъемную силу, а горизонтальная т яга создается толкающим винтом, расположенным в хвостовой части вер юле га. Общий КПД вер голе ι а
остается не высокий, для полета с той же скоростью самолету с классической аэродинамикой потребуется гораздо меньше затрат энергии.
Задача изобрс 1еиия является создать конст рукцию сооспого скорое ) ного вер толета способную к вертикальному взлету и виссшпо, скоросшом\ горизонтальному полет у и при этом с низкими энергетическими зат рат ами на полет.
Требуемый технический результат достигается тем, ч го соосный скорос тной верт олет, содержащий фюзеляж, двига тель, систему соосных синхронизированных несущих винтов с возможностью управления общим и циклическим шагом, толкающий воздушный винт с осью, расположенной горизонтально и с возможностью управления шагом винт а, и аэродинамические поверхности для с табилизации и управления, характеризуе тся тем, что имее т механизм наклона системы несущих винт ов и систему стабилизации вертолета.
Механизм наклона системы несущих вин тов сос тоит из колонки с редукт ором и управляется приводом наклона колонки.
Колонка системы несущих вин тов имеет шарнирное крепление к фюзеляжу.
Диапазон наклона колонки системы несущих винтов сост авляет 90°-70° относи тельно горизонтальной оси вер толета.
Привод наклона колонки выполнен электромеханическим или пневма тическим, пли гидравлическим.
Сист ема стабилизации вертолета содержит механическую и электронную (автопилот) части.
Механизм управления углом установки горизонтального оперения ( ГО) выполнен электромеханическим или пневмат ическим, или гидравлическим.
Двигатель может быть внутреннего сгорания поршневой или турбореак тивный (турбовальный), или элект рический.
Сущность изобре тения поясняет ся чертежами. з
На фиг.1 изображен вертолет с указанием основных узлов; фиг.2 система несущих винтов с механизмом наклона колонки; фиг.3 векторные диаграммы скоростей и сил, возникающих при обтекании профиля лопасти несущего винта.
Соосный скоростной вертолет, содержит (фиг.1) фюзеляж 1, на коюром шарнирно закреплена система несущих винтов 2, состоящая из колонки 3 (фиг.2), соосных синхронизированных винтов 4 с жестким креплением лопастей и с возможностью управления общим и циклическим шагом лопастей, при этом колонка 3 содержит редуктор 5 и соосные валы 6. В хвостовой части фюзеляжа 1 выполнено горизонтальное оперение 7 и вертикальное оперение 8, подвижно соединенные с фюзеляжем 1 и снабженные рулями высоты 9 и направления 10, а также механизмом управления углом установки ГО 11. Внутри фюзеляжа установлены двигатель 12; промежуточный редуктор 13; трансмиссия на главный редуктор 14; трансмиссия па хвостовой винт 15; хвостовой толкающий винт 16 с возможностью управления шагом винта; привод наклона колонки 17; электронная система стабилизации (автопилот) 18; механическую связь системы стабилизации 19.
Устройство работает следующим образом.
Двигатель 12, неподвижно установленный в фюзеляже 1, передает мощность посредством промежуточного редуктора 13 и трансмиссии 14 па систему несущих винтов 2, и посредством трансмиссии 15 на хвостовой толкающий винт 16. Промежуточный редуктор 13 выполнен с возможностью пропорционально перераспределять мощность двигателя 12 между системой несущих винтов 2 и хвостовым толкающим винтом 16. Вращение несущих винтов 4 синхронизировано в редукторе 5 и осуществляется при помощи соосных валов 6. Трансмиссия на главный редуктор 14 содержит в своем составе шарнирно соединенные валы с возможностью нередачи мощное in при любом угловом положении колонки 3. Привод наклона колонки 17 служит для изменения угла наклона колонки 3 и механической связью 19
соединен с горизонтальным оперением 7. Механизм управления углом установки ГО 11 связан с горизонтальным оперением 7, с одной стороны, и приводом наклона колонки 17, с другой стороны, и служит для дополнительной коррекции балансировки (трнммирования).
На режиме взлета и висепия колонка 3 несущих винтов расположена вертикально или имеет минимальный угол наклона вперед γ 86-90°. Система несущих винтов 2 работает как обычная система сооспых випюв вертолета, для обеспечения устойчивости и управляемости используется управление общим и циклическим шагом винта, рулевые поверхности 7,8 на данном режиме малоэффективны. При этом энергию двигателя, потраченную на раскрутку винтов, можно условно разделить на два потока: создание подъемной силы (полезное использование) и закрутка потока воздуха ниже винта (потери энергии), при этом OJ посительный КПД будет в районе 0,5-0,7 единиц.
В режиме горизонтального полета колонка 3 наклоняется вперед на угол до 70° (γ--70°), чем выше скорость горизонтального полета, тем больше угол наклона колонки 3. Аэродинамика винта изменяется. Лопасти набегающие (азимутальный участок 0-180°) и лопасти отстающие
(азимутальный участок 0-180°) используют подведенную энергию по максимуму. Песиммстрия обтекания набегающих и отстающих лопастей попарно компенсируется соосным и синхронизированным вращением верхнего и нижнего винтов 4. При наклоне колонки 3 происходи! изменение балансировки вертолета т.к. центр масс смещается назад относительно точки приложения подъемной силы. Для выравнивания положения фюзеляжа вертолета 1 относительно горизонта используется горизонтальное оперение 7. Угол установки оперения 7 οι носи гельпо фюзеляжа 1 устанавливается таким, чтобы подъемная сила, возникающая на оперении, создавала момент относительно центра масс вертолета достаточный для компенсации перебалансировки. Дополнительные возмущения от неравномерности набегающего потока компенсируются
рулями высоты 9 и рулями направления 10 под контролем пилота или автопилота 18.
Во время полета вперед мощность двигателя, потребная для полета, снижается по сравнению с мощностью потребной для виссния, и избыток мощности задействуется для вращения толкающего винта 16, расположенного в задней части фюзеляжа, для увеличения скорости полета.
Высокие скоростные показатели при низких энергетических затратах достигаются за счет оптимизированной аэродинамики несущего винта.
Па фиг.3 показаны векторные диаграммы скоростей и сил возникающих при обтекании профиля лопасти несущего винта при движении по азимут \ описанной окружности в интервалах 0-180° и 180-360°.
Где:
и()- вектор окружной скорости винта;
V(i - вектор поступательной скорост и вертолета;
\V<) - результирующий вектор набегающею потока;
\V| - вектор истинной скорости набегающего потока;
ωι вектор наведенной скорости;
R - полная аэродинамическая сила профиля лопасти;
Y - подъемная сила профиля в скоростной системе координат лопасти; Yi- подъемная сила профиля в скоростной системе координа1 вертолета; X - сила сопротивления профиля в скоростной системе коордш и лопасти;
Р - вектор тяги в скоростной системе координат вертолета;
а - угол атаки профиля;
β угол наклона оси вращения впита относительно горизонтальной оси верт олста;
φ- угол установки лопасти относительно плоскости вращения.
Из диаграмм наглядно видно, что при определенном cooi ношении скорости полета V0 и скорости вращения винта U(, на обоих участках азимутального положения результирующая аэродинамическая сила б
профиля лопасти имеет положение вверх-внеред в направлении полета вертолета. Т.е. в скоростной системе элемента лопасти имеется в наличии подъемная сила Y и сопротивление элемента лопасти X, а в скоростной системе вертолета эти же силы преобразуются только подъемную силу Y, и тягу Р. При этом практически вся энергия, подводимая к винту, используется для создания подъемной силы и тяги, и достигается максимальный КПД несущей системы - 0,92-0,95.
Из рассмотрения диаграмм также очевидно, что ось вращения соосного винта должна быть наклонена на определенный угол по отношению к вектору скорости горизонтального полета вертолета. Нел и этот угол около 90° (ось вращения винта почти вертикальна), то вектор результирующей аэродинамической силы на азимутальном участке 0-180° получит направление вверх-назад, что характерно для работы винта в обычном режиме и максимальный относительный 1Д будет в районе 0,5-0,7 единиц. Нел и угол наклона оси винта γ < 70°, то на больших скоростях полета комлевая часть отстающей лопасти, попадающая в зону обратного обтекания, начинает создавать избыточное сопротивление ввиду значительного угла установки лопасти φ, что также снижает КПД несущей системы.
Экспериментально установлено, что диапазон наклона оси вращения винта оптимален в диапазоне 78-70°(γ~"78-70°) для диапазона скоростей 250-400 км/ч. При этом КПД достигает максимума 0,92-0,95 при скоростях полета 220-350 км/ч и постепенно снижается до значений 0,75-0,8 при скорое 1ях 350-400 км/ч.
При достижении концами набегающих лопастей скорости 0,7-0,8 Маха обороты несущего винта и подводимая к ним мощность снижаются, а мощность, подводимая к хвостовому толкающему винту 16, увеличивается, таким образом, чюбы скорость концов лоиа ей несущих винтов нико1да не превышала скорости 0,8 Маха - числа Маха дивергенции сопротивления, при котором сопротивление несущих винтов значительно увеличивается,
отрицательно влияя на аэродинамическое качество вертолета и, следовательно, на его летно-тсхнические характеристики.
Таким образом, предлагаемый соосный* скоростной верюлет, за счет возможности регулирования угла наклона системы несущих винтов, позволяет получить высокие скоростные характеристики в совокупное ι и с низкими энергетическими затратами в полете благодаря улучшенной аэродинамике несущей системы.
Claims
1 . Соосный скоростной вертолет, содержащий фюзеляж, двигатель, систему соосных синхронизированных несущих винтов с возможностью управления общим и циклическим шагом, толкающий воздушный винт с осью, расположённой горизонтально и с возможностью управления шагом винта, и аэродинамические поверхности для стабилизаци и и упра лен ия, отличающийся тем, что имеет механизм наклона системы несущих винтов и систему стабилизации вертолета.
2. Соосный скоростной вертолет по п.1 . отличающийся тем, что механизм наклона системы несущих винтов состоит из колонки с редуктором и управляется приводом наклона колонки.
3. Соосный скоростной вертолет по п. 1 . отличающийся тем, что колонка системы несущих винтов имеет шарнирное крепление к фюзеляжу.
■4. Соосн ый скоростной вертолет по п.1. отличающийся тем, что диапазон наклона колон ки системы несущих винтов составляет 90°-70° относительно горизонтальной оси вертолета.
5. Соосный скоростной вертолет по п. I . от и чающийся тем, что при вод наклона колонки выполнен электромеханическим ил и пневматическим, или гидравлически .
6. Соосны й скоростной вертолет по п. 1 . отличающи йся тем, что система стабилизации вертоле та содержит механическую и электронную (автопилот) части.
7. Соосный скоростной вертолет по п. ] . отл ичающи йся тем, ч о механизм управления углом установки горизонтального оперен и выполнен электромехан ическим ил и пневматическим, ил и гидравлическим.
8. Соосный скоростной вертолет по п.1 . отличающийся тем, что установлен двигатель внутреннего сгорания поршневой или турбовальн й, или электрический.
9
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/RU2012/001015 WO2014088443A1 (ru) | 2012-12-04 | 2012-12-04 | Соосный скоростной вертолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/RU2012/001015 WO2014088443A1 (ru) | 2012-12-04 | 2012-12-04 | Соосный скоростной вертолет |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
WO2014088443A1 true WO2014088443A1 (ru) | 2014-06-12 |
Family
ID=50883756
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PCT/RU2012/001015 WO2014088443A1 (ru) | 2012-12-04 | 2012-12-04 | Соосный скоростной вертолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
WO (1) | WO2014088443A1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20190329878A1 (en) * | 2018-04-30 | 2019-10-31 | Bell Helicopter Textron Inc. | Transmission mount |
CN112373686A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-02-19 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | 一种无人机及其矢量角度控制方法 |
CN112441216A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-03-05 | 广东国士健科技发展有限公司 | 一种人电混合驱动的平拍翼飞行器 |
CN112572812A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-03-30 | 广东国士健科技发展有限公司 | 一种双层旋翼同向同速转动的飞行器 |
US11834164B2 (en) | 2020-05-18 | 2023-12-05 | Iqinetics Technologies Inc. | Pulse-induced cyclic control lift propeller |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20040075017A1 (en) * | 2002-06-12 | 2004-04-22 | Thomas Sash | Control of an aircraft as a thrust-vectored pendulum in vertical, horizontal and all flight transitional modes thereof |
RU2324626C1 (ru) * | 2006-07-24 | 2008-05-20 | Леонид Петрович Шингель | Безопасный самолет вертикального взлета и посадки |
RU2370414C1 (ru) * | 2008-02-11 | 2009-10-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Многоцелевой дистанционно пилотируемый вертолет-самолет |
-
2012
- 2012-12-04 WO PCT/RU2012/001015 patent/WO2014088443A1/ru active Application Filing
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20040075017A1 (en) * | 2002-06-12 | 2004-04-22 | Thomas Sash | Control of an aircraft as a thrust-vectored pendulum in vertical, horizontal and all flight transitional modes thereof |
RU2324626C1 (ru) * | 2006-07-24 | 2008-05-20 | Леонид Петрович Шингель | Безопасный самолет вертикального взлета и посадки |
RU2370414C1 (ru) * | 2008-02-11 | 2009-10-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Многоцелевой дистанционно пилотируемый вертолет-самолет |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
S. APRESOV.: "V pogone za skorostiu: vertolet s tolkaiushchim vintom.", August 2008 (2008-08-01), Retrieved from the Internet <URL:http://www.popmech.ru/articte/3624-v-pogone-za-skorostyu/>> * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20190329878A1 (en) * | 2018-04-30 | 2019-10-31 | Bell Helicopter Textron Inc. | Transmission mount |
US10940944B2 (en) * | 2018-04-30 | 2021-03-09 | Textron Innovations Inc. | Transmission mount |
US11834164B2 (en) | 2020-05-18 | 2023-12-05 | Iqinetics Technologies Inc. | Pulse-induced cyclic control lift propeller |
CN112373686A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-02-19 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | 一种无人机及其矢量角度控制方法 |
CN112441216A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-03-05 | 广东国士健科技发展有限公司 | 一种人电混合驱动的平拍翼飞行器 |
CN112572812A (zh) * | 2020-11-26 | 2021-03-30 | 广东国士健科技发展有限公司 | 一种双层旋翼同向同速转动的飞行器 |
CN112373686B (zh) * | 2020-11-26 | 2022-07-08 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | 一种无人机及其矢量角度控制方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3296202B1 (en) | Wing extension winglets for tiltrotor aircraft | |
RU129485U1 (ru) | Соосный скоростной вертолет | |
US11174016B2 (en) | Compound rotorcraft with propeller | |
CN106927030B (zh) | 一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法 | |
EP3000722B1 (en) | Aircraft | |
US11685522B2 (en) | Lift rotor and vertical or short take-off and/or landing hybrid aerodyne comprising same | |
US8256704B2 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
CN202728576U (zh) | 可变形的固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器 | |
CN110316370B (zh) | 一种分布式动力倾转机翼飞机的布局与控制方法 | |
WO2015101346A1 (zh) | 飞行器和飞行时飞行器结构形态转换的方法 | |
EP2394914A1 (en) | A rotorcraft with a coaxial rotor system | |
EP2253536A1 (en) | Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers | |
WO2007048245A3 (en) | Aircraft having helicopter rotor and front mounted propeller | |
CA2621825A1 (en) | Vtol/stovl tilt-prop flying wing | |
CN205022862U (zh) | 带有倾转机构的动力装置和固定翼飞行器 | |
WO2014088443A1 (ru) | Соосный скоростной вертолет | |
CN105000174A (zh) | 带操作舵面的倾转机身式混合多态飞行器 | |
WO2014177591A1 (en) | Aircraft for vertical take-off and landing with an engine and a propeller unit | |
CN102417034A (zh) | 横列式刚性旋翼桨叶直升机 | |
US9738392B2 (en) | Suspension structure with variable geometry of a turboprop engine on a structural element of an aircraft | |
WO2016118180A1 (en) | Rotary-wing aircraft with ducted anti-torque device | |
CN103754360A (zh) | 一种类飞碟式旋翼机 | |
CN111348183A (zh) | 飞行器 | |
RU127364U1 (ru) | Скоростной комбинированный вертолет | |
CN105000179A (zh) | 倾转机身式混合多态飞行器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 12889615 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 12889615 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |