PL162201B1

PL162201B1 - Tail Swing Syndrome

Info

Publication number: PL162201B1
Application number: PL28186289A
Authority: PL
Inventors: Frank N Piasecki
Original assignee: Piasecki Aircraft Corp
Priority date: 1989-10-16
Filing date: 1989-10-16
Publication date: 1993-09-30
Also published as: PL281862A1

Abstract

Zespół usterzenia ogonowego wlrolotu zawierający pierścieniową osłonę posiadającą przeciwległe poprzeczne ścianki boczne rozciągające się pomiędzy przednią 1 tylną częścią krawędzi tej osłony, sterowne śmigło zamontowane współosiowo wewnątrz tej pierścieniowej osłony 1 wysunięte do tyłu względem tego śmigła elementy odchylające strumień zaśmlglowy wytworzony poprzez obrót śmigła poprzecznie względem wzdłużnej osi tej osłony 1 wysunięte ku tyłowi względem tylnej części krawędzi tej osłony, znam ienny tym , że elementy odchylające strumień zawierają szereg kątowych segmentów (36, 37, 38) w kształcie łuku ułożonych częściowo obwodowo względem jednej z poprzecznych ścianek bocznych (32) pierścieniowej osłony (16) 1 podpartych obrotowo od strony osłony (16) wokół pionowej osi (28) pomiędzy · cofniętym położeniem, w którym wszystkie segmenty (36, 37. 38) w kształcie łuku, pozostają we wzajemnym zestawieniu obok siebie współosiowo z poprzeczną boczną ścianką (32) osłony (16) a wysuniętym położeniem, w którym segmenty te są w zestawieniu koło siebie wystając Jako szereg elementów o skośnym ustawieniu poprzecznych względem wzdłużnej osi osłony 1 tworząc, w kierunku do tyłu, poprzeczne wydłużenie jednej poprzecznej bocznej ścianki (32) osłony 1 że elementy odchylające strumień posiadają urządzenie uruchamiające (53) umożliwiające obrót łukowych segmentów pomiędzy Ich cofniętym 1 wysuniętym położeniem, oraz wzdłużną wydłużoną łopatkę (20) steru wystającą pionowo z wnętrza osłony (16) w kierunku do tyłu względem śmigła (19) 1 obrotowo podpartą od strony osłony pomiędzy neutralnym położeniem, .An aircraft tail assembly comprising an annular shroud having opposed transverse side walls extending between the front and rear edge portions of the shroud, a steerable propeller mounted coaxially within the annular shroud and rearwardly positioned relative to the propeller, and means for deflecting a backwash created by rotation of the propeller transversely relative to the longitudinal axis of the shroud and rearwardly positioned relative to the rear edge portion of the shroud, characterized in that the backwash deflecting means comprise a plurality of arc-shaped angular segments (36, 37, 38) arranged partially circumferentially relative to one of the transverse side walls (32) of the annular shroud (16) and pivotally supported on the shroud (16) side about a vertical axis (28) between a retracted position in which all the arc-shaped segments (36, 37, 38) are in coaxially aligned relationship with each other. a transverse side wall (32) of the casing (16) and an extended position in which the segments are juxtaposed side by side, projecting as a series of elements with an oblique arrangement transversely relative to the longitudinal axis of the casing 1 forming, rearwards, a transverse extension of one transverse side wall (32) of the casing 1, that the flow deflecting elements have an actuator (53) enabling the arc segments to rotate between their retracted and extended positions, and a longitudinally extended rudder blade (20) extending vertically from the interior of the casing (16) rearwards relative to the propeller (19) and pivotally supported on the casing side between a neutral position,

Description

Przedmiotem wynalazku Jest zespół uθtarzenla ogonowego wirolotu, szczególnie dla wirolotu Jednowirnikowago, w którym stały płat zapewnia siłę nośnę w locie z dużę prędkością do przodu z odciążonym wirnikiem. Obudowana osłona, w obrębia której ui^Bszczone Jest obracające się zapewnia kontrolę kierunku i położenia samolotu oraz steruje kisrunkimm wylotu strumienia zaśmigłowego wydostającego się z obudowanej osłony ueterzenia ogonowego ustalając poprzecznie ukierunkowaną siłę ciągu, która przeciwdziała momentowi obrotowemu wytworzonemu przez wirnik nośny i zapewnia kontrolę odchylenia kierunkowego samoiotu.The invention relates to a tail rotor assembly, particularly for a single-rotor rotorcraft, in which a fixed wing provides lift in high-speed forward flight with a lightened rotor. An enclosed cowling, within which a rotating wing is located, provides control of the aircraft's direction and attitude and controls the direction of the propeller outlet from the enclosed tail rotor, establishing a transversely oriented thrust force that counteracts the torque generated by the main rotor and provides yaw control of the aircraft.

Znane są ze stanu techniki różne konfiguracje piarściθntowago uaterzsnla ogonowego* lub inaczej konetrukcj i osłony śmigła obudowanego, w której rozmaite konfiguracje osłony mieszczącej śmigło wraz z różnymi ruchomymi lub stałymi powierzchniami ummżU.wi.ają kontrolę kierunku i odchylenia strumienia zaśmigłowego wytworzonego przez śmigło ogonowa.Various configurations of a tail rotor or enclosed propeller shroud structure are known in the art, wherein various configurations of the shroud housing the propeller together with various movable or fixed surfaces enable control of the direction and deflection of the slipstream generated by the tail rotor.

Typowe konstrukcje '*plarśclθnżowθgo usterzsnla ogonowego* ujawnione w opisach patentowych St.ZJedn. Arnmryki nr nr 3 138 349] 3 222 012> 3 241 791 1 3 260 482. Wszyytkie te opisy dotyczą konstrukcji ogonowej posiadającej piaΓścanntową osłonę zawierającą skierowane ku przodowi śmigło, które zapewnia siłę ciągu zarówno dla napędu samolotu podczas lotu do przodu oraz siły przeciwdziałające mommntowi obrotowemu i regulacji odchylenia kierunkowego w samolocie poruszającym się z małą prędkością lub lotem wiszącym. Generalnie rzecz biorąc cały ten stan techniki ujawnia różne konfiguracje Jednego lub kilku pionowo Ciągnących zespołów steru kierunkowego posiadających dużą powierzchnię, osadzonych w sposób u^moH-wiający ruch obrotowy wokół osi pionowej w obrębie pierścieniowej osłony za śmigłem, w których stopień odchylenia kątowego powierzchni steru pionowego poprzecznie do osi podłużnej osłony, ewentualnie elementy ummoHi^iające możytikacje krzywizny powierzchni steru kierunkowego w położeniu odchylonym zapewniają kontrolę kierunku przepływu strumienia zaśmigłowagż śmgła wydostającego się z tyłu osłony w celu wytworzenia zarówno wzdłużnych sił przeciwdziałających motloatowl obrotowemu Jak i sił kierunku azymutowego we wszystkich warunkach lotu samolotu.Typical tailplane designs are disclosed in U.S. Patent Nos. 3,138,349, 3,222,012, 3,241,791, and 3,260,482. All of these descriptions relate to a tailplane design having a cantilevered cowling containing a forward-facing propeller that provides thrust both for propulsion of the aircraft in forward flight and forces to counteract the torque and yaw control in low-speed or hovering flight. Generally speaking, this prior art discloses various configurations of one or more large surface vertically pulling rudder assemblies mounted for rotational movement about a vertical axis within an annular cowling behind the propeller, wherein the degree of angular deflection of the vertical rudder surface transverse to the longitudinal axis of the cowling, or elements that allow for the curvature of the directional rudder surface in the deflected position, provide control of the propeller slipstream direction emerging from the rear of the cowling to produce both longitudinal counter-rotating forces and azimuth forces under all aircraft flight conditions.

Opis patentowy St.Zjedn.Ameryk i nr 3 260 482, ujawnia kons t rukcję pier^ścia.niw^^go usterzenia ogonowego, w której szereg pionowo biegnących zespołów łopatek wielosegmentowych jest zamocowanych w sposób zapewniający ruch obrotowy wokół osi pionowej w osłonie maszczącej się z tyłu śmigła. Wielkość ruchu przegubowo-obrotowego każdego z zespołów łopatek począwszy od położenia neutralnego wzdłuz osi osłony do położenia odchylo4U.S. Patent No. 3,260,482 discloses a ring-shaped tail structure in which a plurality of vertically extending multi-segment blade assemblies are mounted for rotational movement about a vertical axis in a shroud mounted at the rear of the propeller. The amount of pivotal movement of each blade assembly from a neutral position along the shroud axis to a deflected position

162 201 nego przebiegającego poprzecznie do osi osłony zapewnia sterowanie ilością odchylonego strumienia zaśmigłowego na wylocie z osłony, w celu wytworzenia poprzecznie ukierunkowanego ciągu niezbędnego dla przeciwdziałania mommetowi obrotowemu wirnika i stei^owania kierunkom azymut owym samo^tu. Ten opis patentowy ujawnia również segment osłony po jednaj stronią Jej ścianki, podparty przy pomocy dźwigni kątowej dla uzyskania materialnego ruchu między położeniem wciągniętym w obrębie wybrania w wewnntrznej powierzchni osłony i położeniem odchylonym usytuowanym na ściance osłony i skofowany do jej wnętrza w taki sposób, aby wystawał pod kątem poprzecznie do wnętrza osłony ku przodowi od krawędzi spływu osłony na drodze strumienia zaśmigłowego.162,201, a shaft extending transversely to the shroud axis, provides control of the amount of deflected propeller slipstream at the shroud outlet to produce the transversely directed thrust necessary to counteract the rotor torque and steer the azimuthal directions of the aircraft. This patent also discloses a shroud segment on one side of its wall supported by an angle lever to achieve material movement between a retracted position within a recess in the inner surface of the shroud and a deflected position located on the shroud wall and retracted into the shroud so as to project at an angle transversely into the shroud forward of the shroud trailing edge in the path of the propeller slipstream.

Celem wynalazku Jest ulepszenie poprzednich konfiguracji piirέciθntowθgo usterzenia ogonowego* zapewniające zwiększoną sprawność kontroli ciągu, przeciwdziałania momentowi obrotowemu, sił wzdłużnych i odchylenia kierunkowego wraz za zmiiejs^eneem oporu podczas przelotu przy mniejszym ładunku.The object of the invention is to improve upon previous primary tail configurations* to provide increased control efficiency in thrust, counter-torque, longitudinal and yaw forces along with reduced drag during cruise with a lighter payload.

Celem niniejszego wynalazku Jest zapewnienie ulepszonej konfiguracji obudowanej osłony w wirolocie z pierścitntowym usterzoneGoi ogonowym, która to konfiguracja zwiększa sprawność i skuteczność kontrolowania ugęcia strumienia zaśmigłowego obudowanego śmigła.It is an object of the present invention to provide an improved configuration of an enclosed shroud on a rotorcraft with an annular tail, which configuration increases the efficiency and effectiveness of the enclosed propeller's slipstream deflection control.

Celem wynalazku jest także zapewnienie ulepszonej wersji pionowo skierOwanych powierzchni odchylających strumień zaśmigłowy śmigła, które to powierzchnie są obracalne w obrębie w wydłużalnej obudowie osłony wirolotu z plerścitntowym usterzθniθm ogonowym w osłonie obudowanej i zapewnienie ulepszonej konnroli wzdłużnej i kierunkowej wirolotu w każdych warunkach lotu.It is also an object of the invention to provide an improved version of the vertically directed propeller slipstream deflecting surfaces, which surfaces are rotatable within an extendable casing of a rotorcraft with a rotary tail in an enclosed casing and to provide improved longitudinal and directional control of the rotorcraft under all flight conditions.

Zespół usterzenia ogonowego wirolotu zawierający piirściθπ:tową osłonę posiadającą przeciwległe poprzeczne ścianki boczne rozciągające się pomiędzy przednią i tylną częścią krawędzi tej osłony, sterowne śmigło zamontowane współosiowo wewnątrz tej pierścienoowej osłony i wysunięte do tyłu względem tego śmigła elementy odchylające strumień zaśmigłowy wytworzony poprzez obrót śmigła poprzecznie względem wzdłużnej osi tej osłony i wysunięte ku tyłowi względem tylnej części krawędzi tej osłony, charakteryzuje się tym, ze elementy odchylające strumień zawierają szereg kątowych segmentów w kształcie łuku ułozonycn częściowo obwodowo względem jednej z poprzecznych ścianek bocznych pierścieniowej osłony i podpartych obrotowo od strony tej osłony wokół pionowej osi pomiędzy jofniętym położeniem, w którym wszystkie segmenny, w kształcie łuku, pozostają we wzajemnym zestawieniu obok siebie współosiowo z poprzeczną boczną ścianką osłony, a wysuniętym położeniem, w którym segmenty te są w zestawieniu koło siebie wystając jako szereg elementów o skośnym ustawieniu poprzecznych względem wzdłużnej osi osłony i tworząc, w kierunku do tyłu, poprzeczne ^^^y^łużenie jednej poprzecznej bocznej ścianki osłony i że elementy odchylające strumień posiadają urządzenie uruchi^i^ńi^jące, umn01iwiajęce obrót łukowych segmentów pomędzy ich cofnię^m i wysunię i ym położeniem, oraz wzdłużną wydłużoną łopatkę steru wystającą pionowo z wnętrza osłony w kierunku do tyłu względem śmigła i obrotowo podpartą od strony osłony pomiędzy teυ·ral·^'^n położeniem, w którym wzdłużna rozpiętość łopatki steru jest zgodna zwzdłużną osią osłony a położeniami odchylonym, w których wzdłużna rozpiętość łopatki steru wystaje poprzecznie względem osi wzdłużnej osłony uzyskując w pełni odchylone położenie, w którym wzdłużna rozpiętość łopatki steru wystaje poprzecznie z wnętrza osłony w układzie przestrzennym, ku przodowi względem położenia zajmowanego przez łukowe segmenty w tym wysuniętym położeniu. Elementy odchylające strumień posiadają także urządzenie uruchamiające prrim.isrjraJtji łopatkę steru pomiędzy położeniem neu^annym a położenien odchylonym, oraz jednostkę mieszalną wzajemnie łączącą urządzenie uruchamiająca umnollwiając obrót łukowych segmentów i urządzenie uruchamiające przemieszczające łopatkę steru ustalając ruch łopatki steru w kiei^unku do i od w pełni odchylonego położenia współbieżnie z ruchem łukowych segmentów pomiędzy ich cofniętym i wy^unięim położeniem. Wttrri jednej poprzecznej ścianki oDornej osłony tworzy jedną całość a strona zewnętrzna jednej ścianki bocznej tej osłony posiada wybranie skierowane ku przodowi tylnej części krawędzi osłony, przy czym wybranie jest takA tail assembly for a rotorcraft comprising a winged shroud having opposed transverse side walls extending between the forward and aft edges of the shroud, a steerable propeller mounted coaxially within the annular shroud, and means for deflecting propeller slipstream generated by rotation of the propeller transversely with respect to the longitudinal axis of the shroud and extending rearward with respect to the aft edge of the shroud, characterized in that the slipstream deflecting means comprise a plurality of angular arc-shaped segments arranged partially circumferentially with respect to one of the transverse side walls of the annular shroud and pivotally supported from the shroud about a vertical axis between a retracted position in which all of the arc-shaped segments are in juxtaposition side by side coaxially with the transverse side wall of the shroud, and an extended position in which the segments are in juxtaposition side by side extending as a plurality of elements having a length of 10 mm. in an oblique positioning of the transverse elements relative to the longitudinal axis of the cowling and forming, in a rearward direction, a transverse extension of one transverse side wall of the cowling and that the flow deflecting means have an actuating device to minimize rotation of the arc segments between their retracted and extended positions, and a longitudinally elongated rudder blade extending vertically from the interior of the cowling rearward of the propeller and rotatably supported on the cowling side between a terr. position in which the longitudinal span of the rudder blade is aligned with the longitudinal axis of the cowling and deflected positions in which the longitudinal span of the rudder blade extends transversely to the longitudinal axis of the cowling to obtain a fully deflected position in which the longitudinal span of the rudder blade extends transversely from the interior of the cowling in a spatial arrangement forward of the position occupied by the arc segments in this extended position. The flow deflecting elements also have a device for actuating the rudder blade between the neutral and deflected positions, and a mixing unit interconnecting the actuating device multiplying the rotation of the arc segments and the actuating device moving the rudder blade, establishing the movement of the rudder blade towards and from the fully deflected position concurrent with the movement of the arc segments between their retracted and extended positions. In the case of one transverse wall of the rear cover, it forms a single unit, and the outer side of one side wall of this cover has a recess directed forward of the rear part of the cover edge, the recess being so

162 201 ukształtowane, aby umieścić w nim łukowe segmenty w położeniu cofniętym.162 201 shaped to accommodate the arc segments in a retracted position.

Wybranie Jest tak uksztaUowane, aby zewi^ętrzna powierzchnia łukowych segmentów tworzyła zewnętrzną część ścianki osłony, gdy łukowe segmenty sę w położeniu cofniętym.The recess is shaped so that the outer surface of the arc segments forms the outer part of the casing wall when the arc segments are in the retracted position.

Korzystnie łopatka steru zawiera mnogość sąsiadujących ze sobą sekcji steru rozmiesz czonych w układzie posobnym oraz przegubowe połączenia obrotowo łączące każdą sekcję steru z sekcję sąsiadującą,a także elementy związane z sekcjami steru ustalające różnicowy kątowy obrót przylegających sakeci steru wokół przegubowych połączeń na tej mnogości sekcji steru poruszanych pomiędzy położeniem neutralnym 1 położeniem odchylonym łopatki steru.Preferably, the rudder blade includes a plurality of adjacent rudder sections arranged in tandem configuration and pivotal joints pivotally connecting each rudder section to an adjacent section, and means associated with the rudder sections for establishing differential angular rotation of adjacent rudder blades about the pivotal joints on the plurality of rudder sections movable between a neutral position and a deflected position of the rudder blade.

Zespół posiada korzystnie oś obrotowo podpierającą wysumętą Jedną sekcję z zespołu sekcji steru od strony osłony, urnmollwiającą obrót wyauunętej jednej sekeci, poprzecz nie względem wnętrza osłony w ruchu ustalejccym łopatki steru, pomiędzy położeniem neutranym i położeniem odchylonym oraz elementy wzajemnie łączące sekcje steru ustalające różnicowy kątowy obrót pomiędzy sąsiadującymi sekcjami steru w wyniku ruchu obrotowego wysuniętej do przodu jednej sek^i z wszystkich sskeci steru, wokół wysun^tej jednej podpierającej osi tak, aby wypukłość zespołu sskeci steru, w położeniu w pełni odchylonym, zbliżyła się do kształtu skośnie ustawionych łukowych segmentów w tym wysuniętym położeniu.The assembly preferably has a rotary support axis extended from one section of the rudder section assembly on the cowling side, enabling rotation of one section extended transversely to the cowling interior during the positioning motion of the rudder blade, between the neutral position and the deflected position, and elements interconnecting the rudder sections, establishing a differential angular rotation between adjacent rudder sections as a result of the rotational motion of one section extended forward of all the rudder sections, about one extended support axis so that the convexity of the rudder section assembly, in the fully deflected position, approaches the shape of the obliquely arranged arc segments in that extended position.

Zespół ponadto posiada poziomo rozciągającą się powieΓzchnię poziomego steru obrotowo podpartą na wewnętrznym końcu wokół podpinającej osi łukowego segmentu oraz zewnętrz ny koniec l0wiθrzJhni poziomego steru łączący się z jednym z łukowych segmentów dla usta lenia poziomego obrotu powierzchni steru poziomego współbieżnie z przemieszczeniem łukowych segmentów pomiędzy ich Joflięcym i wysuniętym położeniem.The assembly further includes a horizontally extending horizontal rudder surface pivotally supported at its inboard end about the pivot axis of the arc segment and an outboard end of the horizontal rudder link engaging one of the arc segments to establish horizontal rotation of the horizontal rudder surface concurrent with the displacement of the arc segments between their extended and extended positions.

Podstawową cechą ulepszonego rozwiązania jest nadanie Jednej bocznej ściance obudowanej osłony takiej konnlguracci, ze tylne część ścianki składa się z szeregu nakładających się na siebie segmentów w kształcie łuków, których górne i dolne końce podparte są dla uzyskania kolejnych ruchów przegubowo-obrotowych wokół wspólnej pionowej osi ustalającej ich ruch śliggowy względem siebie w kierunku podłużnym osi osłony od położenia cofniętego do położenia odchylonego, ustalającego poprzecznie wystające przedłużenie tyl nej części osłony. W położeniu wciągnięcym podczas lotu z dużą prędkością segmenty nakładają się na siebie tworząc warstwowy stos dla uzyskania części zewnniznej ścianki tylnej części jednego boku obudowanej osłony. W przypadku lotu z' małą prędkością lub wiszącego każdy segment osłony Jest obrócony przegubowo wokół osi pionowej w taki sposób aby przesunąć się do tyłu jeden na drugim do położenia odchylonego, w którym segmenty stykają się ze sobą tylko krawędziami na siebie zachodzącymi, tak, że segmenty rozciągają się jako zespół zakrzywiony ukośnie w poprzek podłużnej osi osłony tworząc ciągłe wydłużenie biegnące ku tyłowi jednego boku waw^rnej ścianki bocznej osłony, w obrębie której strumień ^śmigłowy jest łagodnie odchylony zasadniczo pionowo do osi podłużnych osłony i sammlotu. Ta cecha zalew^^a znacznie zwiększoną sprawność kontrolowania sił ciągu kierunkowego i poprzecznego wytworzonego przez strumień śmigłowy od umieszczonego w osłonie śmigła.The fundamental feature of the improved solution is to configure one side wall of the enclosed canopy so that the rear portion of the wall consists of a series of overlapping arc-shaped segments, the upper and lower ends of which are supported for successive articulated and rotatable movements about a common vertical axis, establishing their sliding movement relative to each other in the longitudinal direction of the canopy axis from a retracted position to a deflected position, establishing a laterally projecting extension of the rear portion of the canopy. In the retracted position during high-speed flight, the segments overlap, forming a layered stack to form the outer wall portion of the rear portion of one side of the enclosed canopy. For low-speed or hovering flight, each radome segment is pivoted about a vertical axis so as to slide rearward one over the other to a swept-back position in which the segments contact each other only by their overlapping edges, so that the segments extend as a unit curved obliquely across the longitudinal axis of the radome to form a continuous extension aft of one side of the radome's wide sidewall, within which the propeller jet is gently deflected substantially vertically to the longitudinal axes of the radome and aircraft. This feature provides significantly increased efficiency in controlling the directional and lateral thrust forces generated by the propeller jet from the radome located within the radome.

Ponadto rolwl.ązanla według wynalazku zapewnia zwłaszcza nacne zwiększenie sprawności ciągu ugiętego strumienia ^śmigłowego wytworzonego przez śmigło w osłonie w porównaniu z układem ujawnionym w opisie ^tamowym St.Zjedn. Ammryki nr 3 260 4B2 przez to, że ujawniony wynalazek ni^jsza opór i zakłócenia stwarzane przez szereg położonych obok siebie łopatek steru !<leuunkowrgl i eliminuje turbulencję w^^^iljrl obudowanej osłon' wctworlllą przez sięgającą do środka łopatkę.Moreover, the roller arrangement according to the invention provides a particularly significant increase in the efficiency of the deflected propeller flow produced by the propeller in the shroud as compared to the arrangement disclosed in U.S. Patent No. 3,260,4B2 in that the disclosed invention reduces the drag and interference created by a series of side-by-side rudder blades and eliminates turbulence in the enclosed shroud by the inwardly extending blade.

Przedmiot wynalazku uwidoczniony jest w przykładzie wykonaπia na rysunku, na którym fig, 1 przedstawia wirolot posiadający ulepszony zespół uster^na ogonowego oraz sterowania, w widoku lerslektywlclnym według wynalazku, fig. 2 - tylny rzut pionowy zespołu usterzema ogonowego wirolotu z tig. 1 w w^rrlkaJh lotu z dużą szybkością do przodu, tig. 3 - zespół uderzenia ogonowego winlmu w przekroju pollomym wzdłuz lnu 3-3 z fig. 2, fig. 4 - zespół ustrrzrmla ogonowego winlotu w przekroju pionowym wzdłuzThe subject of the invention is shown in an example embodiment in the drawing, where Fig. 1 shows a rotorcraft having an improved tail rudder and control assembly, in a selective view according to the invention, Fig. 2 - a rear vertical view of the tail rudder assembly of the rotorcraft with Tig. 1 in a high-speed forward flight, Tig. 3 - the tail shock assembly of the rotorcraft in a longitudinal section along the line 3-3 of Fig. 2, Fig. 4 - the tail rudder assembly of the rotorcraft in a longitudinal section along the line 3-3 of Fig. 2.

162 201 linii 4-4 z fig. 2, fic. 5 - ster poziomy w przekroju pionowym wzdłuż linii 5-5 z fig. 3, fig, 6 - górny fragment fig. 3 w powiększeniu ukazujący wleloeemrnentowe wydłużenie kątowe osłony w położeniu cofniętym, fig. 7 --zespół ogonowego wrolotu, fig. 8 - zespół usterzenia ogonowego w przekroju pionowym wzdłuż linii 8-8 z fig. 7, fig. 9 - zespół usterzenia ogonowego w przekroju poziomym wzdłuż linii 9-9 z fig. 7, fig. 10 - zespół usterzenia ogonowego w przekroju pionowym wzdłuż linii 11-11 z fig. 3, fig. 11 - główne części zespołu usterzenia ogonowego w widoku perspektywicznym zespołu rozmontowanego oraz fig. 12 przedstawia schemat układu kontroli lotu wirolotu.162 201 line 4-4 of fig. 2, fig. 5 - horizontal rudder in vertical section along line 5-5 of fig. 3, fig. 6 - upper part of fig. 3 enlarged showing the vertical angular extension of the cowling in the retracted position, fig. 7 - tail assembly of the rotorcraft, fig. 8 - tail assembly in vertical section along line 8-8 of fig. 7, fig. 9 - tail assembly in horizontal section along line 9-9 of fig. 7, fig. 10 - tail assembly in vertical section along line 11-11 of fig. 3, fig. 11 - main parts of the tail assembly in a perspective view of the disassembled assembly, and fig. 12 shows a diagram of the flight control system of the rotorcraft.

Fig. 1 przedstawia zespolony wirolot typu opisanego w uprzednio przytoczonych opisach patentowych Stanów Zjednoczonych Ameryki, w którym pojedyńczy wirnik 11 osadzony na kadłubie 12 jest napędzany tilnkkuπl 13. zaś płaty stałe 14 odchodzące od obu stron kadłuba 12 zapewr^naję siłę nośnę w locie z dużą szybkością do przodu, gdy wirnik 11 Jest odciążony· Wmik 11 zapewnia Jednostce siłę nośnę przy locie z małą prędkością lub w trakcie zawisu. Zespół usterzenia ogonowego 15 o budowie pierścieniowej zawiera pierścunoową obudowę 16 podpartą na statecznikach pionowych 17 i statecznikach poziomych 18 z umieszczonym wewnątrz śmigłem 19 o zmiennym skoku, które napędzane jest silnkkum 13, a umieszczone Jest wewnntrz osłony 16. Wielosegmentowa, pionowo ustawiona łopatka 20 steru kierunkowego /pionowego/ obracająca się wokół osi pionowej osadzona Jest wewnntrz osłony 16 za śmigłem 19, a skrajnie tylna Jego część w czasie lotu do przodu z dużą szybkością wysuwa się ku tyłowi osłony 16, Jak to pokazano na fig. 1.Fig. 1 shows a combined rotorcraft of the type described in the previously cited United States patents, in which a single rotor 11 mounted on a fuselage 12 is driven by a rotor 13, and fixed airfoils 14 extending from either side of the fuselage 12 provide lift in high-speed forward flight when the rotor 11 is unloaded. The rotor 11 provides lift to the craft in low-speed or hovering flight. The tail assembly 15 of an annular structure comprises an annular housing 16 supported by vertical stabilizers 17 and horizontal stabilizers 18 with a variable-pitch propeller 19 inside, which is driven by a motor 13 and is located inside the cowling 16. A multi-segmented, vertically arranged rudder blade 20 rotating about a vertical axis is mounted inside the cowling 16 behind the propeller 19, and its rearmost part extends towards the rear of the cowling 16 during forward flight at high speed, as shown in Fig. 1.

Szczegóły łopatki 20 steru kiecunkowego /z fig. 1 sę najlepiej widoczne na fig. 3, 4 i 9. Łopatka 20 steru kieuunkowego składa się z szeregu sekcji 21, 22 i 23, 24 steru połączonych ze sobą w układzie posobnym przy pomocy przegubowych połączeń 25, 26, 27, przy czym główna sekcja 22 steru iierunkowego oparta Jest, dla ummżżl.wi.enla obrotu wokół osi pionowej na skrętnej rurce o pionowej osi 28, zamocowanej obrotowo obu końcami na odcinkach konstrukcji górnej i dolnej ściany osłony 16.Details of the rudder blade 20 (of Fig. 1) are best seen in Figs. 3, 4 and 9. The rudder blade 20 consists of a series of rudder sections 21, 22 and 23, 24 connected together in tandem by means of articulated joints 25, 26, 27, wherein the main rudder section 22 is supported, for rotation around a vertical axis, on a torsion tube with a vertical axis 28, pivotally mounted at both ends on sections of the upper and lower structure of the casing wall 16.

Łączniki /nie pokazane/ między sąsiadującymi ze sobą sekcjami 21, 22, 23, 24, steru równoznaczne lub podobne do łopatek kierunkowo-sterujących z opisu patentowego Stanów ZJedn. Ammeyki nr 3 260 432 ummżZiwiają ruch obrotowy poszczególnych sekcji 21, 22, 23, steru kie rurkowego względem siebie wokół ich przegubowych połączeń 25, 26, 27. Łączniki krzywiznę powierzchni łopatki 20 steru kierunkowego, gdy główna sekcja steru kieuunkowego odchyla się wokół pionowej osi 28 skrętnej rurki na Jedną lub drugą stronę neutralnego położenia sekeci 21, 22, 23, 24 steru kierunkowego, pokazanego na fig. 3, w którym to położeniu wszystkie sekcje 21, 22, 23, 24 steru ułożone są współosiowo z osią podłużną saeeżotu· W położeniu największego wychykenla, o maksymmlnej krzywiżnie, pokazanym na fig. 7, 8 i 9, łopatka 20 steru kiei-unkowego ustawiona jest poprzecznie do wnętrza osłony 16, przed i zasadniczo zgodnie z łukowym kształum przedłużenia 35 osłony 15, co zostanie omówione w dalszej części opisu. Środkowe fragmenty skrajnych sekcji 23, 24 steru oraz główne sekcje 21, 22 steru kieuunkowego są odcięte wzdłuż linii 29 /fig. 11/ dla ukazania opływowej owiewkę 30 pusty śmigła, która jest oparta na tynnym członie 31 statecznika poziomego 18 umieszczonym we^^nttrz osłony 15 za śmigłem 19 i połączonym ze skrajnie tynnym elementem 18a statecznika poziomego 18.Connectors (not shown) between adjacent rudder sections 21, 22, 23, 24 are equivalent or similar to the directional control vanes of U.S. Patent No. 4,631,463. The links 21, 22, 23 of the rudder tube are used to control the rotational movement of the individual sections 21, 22, 23 of the rudder tube relative to each other about their pivotal connections 25, 26, 27. The links cause the curvature of the surface of the rudder blade 20 when the main rudder section deflects about the vertical axis 28 of the torsion tube to one side or the other of the neutral position of the rudder sections 21, 22, 23, 24 shown in Fig. 3, in which position all the rudder sections 21, 22, 23, 24 are aligned with the longitudinal axis of the rudder. In the position of greatest deflection, with maximum curvature, shown in Figs. 7, 8 and 9, the rudder blade 20 is used to control the rotational movement of the rudder blade 20. is positioned transversely to the interior of the cowling 16, forward of and substantially in line with the arcuate shape of the extension 35 of the cowling 15, as will be discussed later. The central portions of the outermost rudder sections 23, 24 and the main rudder sections 21, 22 are cut away along line 29 (Fig. 11) to show the propeller fairing 30, which is supported by the rearmost member 31 of the horizontal stabilizer 18 located within the cowling 15 behind the propeller 19 and connected to the rearmost member 18a of the horizontal stabilizer 18.

jedna boczna ścianka 32 osłony 16 jest dłuższa niż boczna ścianka 33 dla pomeeszJzrnia ttrrιelrnll zaśm^^w^o śmigła 19, odchylonego przez ulepszony zespół usterzenia ogonoweoo o konfigoracc i według wynalazku. Na zewnątrz tylnej części bocznej ścianki 32 znajduje się wybranie 34, mieszczące wieloeremθttowk rozsuwny kątowy zespół 35 przedłużenia osłony 16 tworzący zewnętrzną ścianę bocznej ścianki 32 osłony 16.one side wall 32 of the shroud 16 is longer than the side wall 33 to accommodate the propeller 19 deflected by the improved tail assembly configured according to the invention. Outside the rear portion of the side wall 32 is a recess 34 for accommodating a multi-element, extendable, angular shroud extension assembly 35 forming the outer wall of the side wall 32 of the shroud 16.

w lrustżownnye i zalecanym przykładzie wykonań na, zespół 35 składa się z trzech nakładających się na sirne łukowych segmentów, zewnętrznego segmentu 36, środkowego segmentu 37 i wewnntrznego segmentu 38, które są podparte obrotowo na końcach górnych i dolnycn w sposób umeżllwlljący obrót poślizgowy siebie wokół pionowej skrętnej rurki o pionowej osi 28 sekcji 22 steru kierunkowego· Takie zle^^o<^ί^f^i.r pozwala ustawiać segmenty 36, 37, 38 od położenia cofniętego, gdy segmenty 36, 37, 38 spoczywają nałożoneIn the original and preferred embodiment, the assembly 35 comprises three superimposed arcuate segments, an outer segment 36, a middle segment 37, and an inner segment 38, which are pivotally supported at their upper and lower ends so as to allow sliding rotation of one another about the vertical torsion tube with a vertical axis 28 of the rudder section 22. This arrangement allows the segments 36, 37, 38 to be adjusted from the retracted position when the segments 36, 37, 38 are resting superimposed on the rudder section 22.

162 201 na siebie tworząc zarys ściany zewnętrznej dłuższej bocznej ścianki 32 osłony 16 Jak pokazano na tig. 3, 4 i 6, do położenia rozsuniętego, gdy znajduję się one w układzie częściowo na siebie zachodzącym i tworzę cięgle łukowe przedłużenie pierścieniowej osłony 16 bieg nęce z tyłu ściany pierścieniowej osłony, ukośnie do wnętrza osłony i poprzecznie do jej osi podłużnej, jak pokazuje fig. 7, 8 i 9. Jak to widać najlepiej na fig. 8, połączenie wielu sekcji 21, 22, 23, 24 steru, obracanych wzglądem siebie, z odchylającą się łopatkę 20 o postaci łukowee , umieszczone wewnątrz i przed łukowym, łupinowo ukształtowanym, biegnęcym ku tyłowi wydłużeniem 35 osłony 16 utworzonym z kętowych segmentów 36, 37, 38 w położeniu wysuniętym, tworzy gładki łukowy kanał, w którym strumień zaśmigłowy odchylany Je9t, przy minimalnej turbulencji i oporze, o zasadniczo 90°.162 201 on itself to form the outline of the outer wall of the longer side wall 32 of the cover 16 As shown in tig. 3, 4 and 6, to an extended position when they are in a partially overlapping arrangement and form an arcuate extension of the annular shroud 16 running aft of the annular shroud wall, diagonally towards the shroud interior and transversely to its longitudinal axis, as shown in Figs. 7, 8 and 9. As best seen in Fig. 8, the combination of a plurality of rudder sections 21, 22, 23, 24, pivotable relative to each other, with an arcuate deflecting blade 20 positioned within and forward of the arcuate, shell-shaped, rearward extension 35 of shroud 16 formed of angular segments 36, 37, 38 in the extended position forms a smooth arcuate channel in which the propeller slipstream is deflected, with minimal turbulence and drag, by substantially 90°.

Podobnie Jak w opisie patenotowym Stanów Zjednoczonych Ameryki nr 3 269 482 i innych patentach dotyczęcych kołowego usterzenia ogonowego, i w tym rtzwiązaniu założono istnienie zespołu powwerzchni steru wysokości /steru poziomego/ odchylającego się w górę i w dół, ułożonego poziomo poprzecznie wawc^^ osłony 16, ustalaj ącego momeety pochylające wro-lot.Similarly to the United States Patent No. 3,269,482 and other patents relating to a circular tail assembly, this solution also assumes the existence of an up-and-down deflecting elevator surface assembly (horizontal rudder), arranged horizontally across the wing of the cover 16, establishing the pitching moments of the aircraft.

W rozwięzaniu niniejszego wynalazku, zespół steru wysokości składa się z dwóch części, z których jedna Jest konwencjonalnym półsteJee 39 wysokość i obrotowo podpartym na tylnej części członu 31 statecznika poziomego 18 w sposób u^mżżl.wi.ajęcy obrót wokół stałej osi poziomej w celu wykonanla ruchu w górę i w dół. Ta część przechodzi przez pół oe^oontrztJJ części osłony 16 od obudowy śmigła do wnętrza krótszej bocznej ścianki 33 osłony 16. Druga część stanowi poruszajęcy się w kierunku pozoomym ster 40 wysokości podparty przy końcu wewnętrznym w sposób umeollwlajęcl obrót w płaszczyźnie poziomee, wokół pionowej osi 28 skrętnej rurki sekcci 22 steru kieuunkowego dla ruchu poziomego łęJztiJ z segmentami 36, 37, 38 kętowego zespołu 35 osłony 16 w trakcie ich ruchu od położenia cofniętego do wysunnętego.In an embodiment of the present invention, the elevator assembly comprises two parts, one of which is a conventional elevator half-stand 39 and is pivotally supported on the rear portion of the horizontal stabilizer member 31 so as to be capable of rotation about a fixed horizontal axis for up and down movement. This portion extends halfway through the outer portion of the cowling 16 from the propeller housing to the interior of the shorter side wall 33 of the cowling 16. The second portion comprises a horizontally movable elevator 40 supported at its inner end so as to rotate in a horizontal plane about the vertical axis 28 of the torsion tube of the rudder section 22 for horizontal movement in contact with the segments 36, 37, 38 of the angular assembly 35 of the cowling 16 as they move from the retracted to the extended position.

Alternatywnie, pionowa oś obrotu steru 40 wysokości mogłaby być inna niż pionowa oś 23 skrętnej rurki steru kierunkowego. Jak pokazano na fig. 6 stworzeń 41 przy zeotιątr^2^r^'^e końcu ruchomej powierzchni steru wysokości jest umieszczony przegubowo w wystającym odcinku 36a zewnętrznego segmentu 36 i wychodzi przez szczeliny 42, 43 w krawędziach spływu środkowego segmentu 37 i wewontrznego segmentu 38 kętowego zespołu 35 oraz szczelinę 44 w krawędzi spływu wybrania 34 bocznej ścianki 32 osłony 16. Wewottrzty koniec ruchomego steru 40 wysokości podparty jest w sposób ummoliwiajęcy odchylenie steru 40 w górę i w dół, od poziomu wokół osi poziomej będącej przedłużeniem osi sworznia 41.Alternatively, the vertical axis of rotation of the elevator control 40 could be other than the vertical axis 23 of the torsion rudder tube. As shown in Fig. 6, the member 41 at the four-quarter end of the movable elevator surface is pivotally received in a projecting section 36a of the outer segment 36 and extends through slots 42, 43 in the trailing edges of the middle segment 37 and the inner segment 38 of the angular assembly 35 and a slot 44 in the trailing edge of the recess 34 of the side wall 32 of the casing 16. The inner end of the movable elevator control 40 is supported in a manner to allow the rudder 40 to deflect up and down from the horizontal about a horizontal axis which is an extension of the axis of the pin 41.

Jak pokazano na fig. 6, przedni koniec zJo^t^trznego segmentu 36 ma występ 45 skierowany do wθwontΓZ, środkowy segment 37 na swoim tylnym końcu posiada występ 46 skierowany na zewnnęrz, zaś na swoim przednim końcu - występ 47 w kształcie litery T, natomiast wewottrzty segment 38 posiada na swoim przednim końcu skierowany na zewnątrz występ 49. Ruch zeo^t^^rztegż segmentu 36 z położenia cofniętego w tył towarzyszącym mu rucham śligoowym, powoduje kolejno zetknięcie się ze sobę występów 45, 46 i 47, 48. Ruch ten przesuwa wszystkie segmenty 36, 37, 38 z położenia cofniętego do wysuntętego. Kolejny kontakt palców 45, 47 i 49 powoddja, ze segmenty 36, 37, 38 obracaję się i przJsuwają do przodu z położenia wysuniętego do cofniętego po ruchu do przodu zewnętrznego segmentu 36.As shown in Fig. 6, the front end of the outer segment 36 has an inwardly directed projection 45, the middle segment 37 has an outwardly directed projection 46 at its rear end and a T-shaped projection 47 at its front end, and the inner segment 38 has an outwardly directed projection 49 at its front end. Movement of the outer segment 36 from the retracted rearward position, accompanied by a sliding motion, causes the projections 45, 46 and 47, 48 to contact each other in turn. This motion moves all of the segments 36, 37, 38 from the retracted to the extended position. Subsequent contact of fingers 45, 47 and 49 causes segments 36, 37 and 38 to rotate and move forward from an extended position to a retracted position following the forward movement of outer segment 36.

Jak pokazano na fig. 11, przy górnej i dolnej powierzchni tylnej powOβrichnl osłony 16 może być umieszczony trymetr 50 zap Jwntajęcy powwtanie siły pochyla jęcej ^^pt^i^mgaji^^ cej siły wytwarzane przez półster 39 i ster 40 wysokoścc, lecz nie stanowi on przedmiotu obecnego wynalazku.As shown in Fig. 11, a trimmer 50 may be provided at the upper and lower surfaces of the rear surface of the shroud 16 to compensate for the pitching force generated by the half-rudder 39 and the elevator 40, but this is not part of the present invention.

Wzdłuż pierścieniowej opływowej i zbieżnej krawędzi natarcia osłony 16, umieszczone sę wltuwgne sloty 51, oparte na osłonie 15 podobnie jak sloty krawędzi natarcia skrzydła 14 na stałych płatach wlrolotu. 'rtysuntęciJ slotów 51 przy małych prędkościach lotu, jak pokazano na fig. 8 i 9 tworzy kanał między slotami 51, a osłonę 16, pozwaaająJ na nuturbulentny przepływ powóetrza i wyższę sprawność aerodynamicznę przepływu powóetrza wewnątrz osłony 15.Along the annular streamlined and tapered leading edge of the cowl 16, inverted slots 51 are positioned and supported on the cowl 15 similarly to the leading edge slots of the wing 14 on fixed wing aircraft. The inclination of the slots 51 at low flight speeds, as shown in Figs. 8 and 9, creates a channel between the slots 51 and the cowl 16, allowing for a non-turbulent airflow and higher aerodynamic efficiency of the airflow within the cowl 15.

162 201162 201

3ak wyjaśniono w opisach patentowych Stanów ZJedn. Ameryki nr nr 3 309 937 i 3 138 349, części składowe kołowego usterzrnia ogonowego w wirolotach są korzystnie zamocowane na stałe i sterowane w różnym stopniu w stosunku do siebie przy pomocy drążków sterowniczych, gdy jednostka znajduje się w warunkach lotu wiszęcago, lotu z małę i dużą szybkością.As explained in U.S. Patent Nos. 3,309,937 and 3,138,349, the components of a circular tail assembly in a rotorcraft are preferably fixedly mounted and controlled to varying degrees relative to each other by control rods when the unit is in hovering, low-speed, and high-speed flight conditions.

W locie wiszącym elementy konstrukcyjna pierśceankowego usterzenia ogonowego sę tak ustawiona, aby zapewnić maksymalne odchylenie strumienia zaśmigłowago. Ruch pedałów steru kierunkowego reguluje skok śmigła ogonowego do takiego stopnia, aby siła odchylonego strumienia wywoływała regulację odchylenia kieuunkowego równą, większę lub mniejszą od potrzebnej do przeciwdziałania obrotu wirnika, przy czym położenia łopatki steru kiauunkowego usterzenia ogonowego kołowego pozostaje zasadniczo nie zmienione w wyniku ruchu pedału steru kierunkowego·In hovering flight, the structural elements of the circular tail assembly are adjusted to provide maximum tailslip deflection. Movement of the rudder pedals adjusts the tail rotor pitch to such an extent that the deflected tailslip force produces a yaw adjustment equal to, greater than, or less than that required to counteract rotor rotation, with the rudder blade position of the circular tail assembly remaining substantially unchanged by movement of the rudder pedal.

W warunkach przelotów z dużą prędkością, z odciążonym ϋ™ί^βπι i siłą nośną, w większej części przenoszoną na stałe płaty, elementy konstrukcyjne kołowego usterzenia ogonowego sę tak ustawione, by w celu przeciwdziałania mmMmowi obrotu wirnika, strumień zaśmigłowy był odchylany niewiele lub wcale, zaś ruch pedału steru kieuunkowego oddziaływał wyłącznie na łopatkę steru kierunkowego znajdującą się w położeniu neutrannym na tyle, aby w locie do przodu regulować odchylenie kierunkowe, bez wywierania wpływu na skok śmigła ogonowego, które zapewnia siłę ciągu napędzającą samolot podczas lotu do przodu i jest ustawione w zakresie skoku, który może przejąć pełną moc silnika przy dużej prędkości.Under high-speed cruise conditions, with the ϋ™ί^βπι unloaded and the lift largely transmitted to the fixed wings, the structural elements of the circular tailplane are so arranged that, to counteract the rotation of the rotor, there is little or no deflection of the propeller slipstream, and movement of the rudder pedal acts only on the rudder blade in the neutral position to control the yaw in forward flight, without affecting the pitch of the tail rotor, which provides the thrust to propel the airplane in forward flight and is set in a pitch range that can take full engine power at high speed.

□ak pokazano na fig. 12 urządzenie sterujące uruchamiane przez pilota są zasadniczo typu konwennjonalnego. Sterowniczy drążek 59 połączony jest z mechanizmem 60 sterującym skokiem śmigła 19, z urzjdzrnr^m uruchamiającym 63 lub kilkoma takimi urządzeniami uruchamiającymi stery wysokośći oraz z urządzeniem uruchamiającym 61 wprawiającym w ruch lotki lub klapolktki 62, które zapewπiają w sposób konwθnijonalny kontrolowanie przechyłów wzdłużnych i poprzecznych w rolo tu. Sterowanie przez pilota skokiem ogonowego śmigła 19 potrzebnego do powolnego, wiszącego, lub szybkiego lotu dokonywane jest przez nastawienie przełącznika 57 z brzęczykńem skoku śmigła, zwykle umieszczonego na zbiorczej dźwigni 56 stertowania skokiem. Dla wszystkich lotów ekonomicznych przełącznik 57 skoku ustawiany jest w wysokim zakresie zmienności skoków tek, by śmigło 19 wchłaniało dużą część lub pełną moc silnika w celu u trzymania dużej szybkości lotu do przodu. Dla małych prędkości i lotu wiszącego przełącznik 57 skoku ustawiany jest w nikim zakresie zmienności skoku dla zapewnienia odpowiedniego odchylenia strumienia zaśmigłowego dającego ciąg niezbędny do przeciwdziałania m^k^mri^^l obrotu wirnika 11 i sterowania odchylenum klθrinkowym na małej prędkości.As shown in Fig. 12, the pilot-actuated controls are generally of the conventional type. A control stick 59 is connected to a propeller pitch control mechanism 60, to an actuator 63 or more of these elevator actuators, and to an actuator 61 for actuating the ailerons or flaps 62, which provide conventional control of the pitch and roll of the aircraft. Pilot control of the pitch of the tail rotor 19 for slow, hovering, or high-speed flight is accomplished by adjusting a propeller pitch buzzer switch 57, typically located on the collective pitch control lever 56. For all economical flights, the pitch switch 57 is set in the high pitch range to allow the propeller 19 to absorb much or all of the engine power to maintain a high forward airspeed. For low speeds and hovering flight, the pitch switch 57 is set in the low pitch range to provide adequate propeller slipstream deflection to provide the thrust necessary to counteract the rotation of the rotor 11 and control the yaw rate at low speed.

Uruchomienie łopatki 20 i sterów wysokości oraz kątowych segmentów 36, 37, 38 zwykle wymaga siły przewyższającej -oóiiwkść dokonania tego przez pilota, i moc potrzebną do ich uruchomenia korzystnie dostarcza się z konwennconalnych hydraulicznych urządzeń uruchamiających lub elektco-mechanicznych. Urządzenie uruchamiające 52 łopatki steru kierunkowego połączone ze skrętną rurką łopatki 20 steru kiemnkowego i urządzenie uruchamiające 53 zespołu elementów kątowych połączone z zewnętrznym kątowy- srgmrite- 36 wzbudzane są przez połączenie z jednostką sterującą 54 podstawowego układu sterowania. Jednostka mieszaka 54 połączona jest z pedałem 55 łopatki 20 steru uruchamianego przez pilota, z urządzeni- uruchamiający- 55 skoku ś-igła ly i.przełącznike-rn 57 skoku śmigła 19, ustalającego w^runlti lotu. Jednostka mieszalna 54 łączy wejściowe sygnały ruchu pedału 55 łopatki 20 steru wytworzone przez uruchomienie pedału 55 steru kleuunkowegk z wejściowy- sygnale- wysokiego lub niskiego ustawienia skoku płynący- z ustalającego warunki lotu, przełącznika 57 skoku ś-igła 19 w celu wytworzenia sygnału dla urządzenia uruchamiającego 55 skoku ś-igła 19, urządzenia uruchamiającego 52 łopatki steru kierunkowrgk oraz urządzenia uruchamiającego 53 segmentów 36, 37, 38 i ustala skok ś-igła 19 oraz ustawienie łopatki 20 steru oraz złożonego zespołu 35 kątowych segmentów 35, 37, 38, które wytwarzają strumień zaśmigłowy o odpowiedniej prędkości i odchyleniu, który przeciwdziała m«ι^νιActuation of the rudder blade 20 and elevators and angular segments 36, 37, 38 typically requires a force in excess of that which can be accomplished by the pilot, and the power required to actuate them is preferably supplied from conventional hydraulic or electro-mechanical actuators. A rudder blade actuator 52 connected to the torsion tube of the rudder blade 20 and an angular element assembly actuator 53 connected to the outer angular element 36 are actuated by connection to a primary control system control unit 54. A mixing unit 54 is connected to a pilot-actuated rudder blade 20 pedal 55, a propeller pitch actuator 55, and a propeller pitch switch 57 for the propeller 19, which establishes the flight mode. The mixing unit 54 combines the rudder pedal 55 movement input signals of the rudder blade 20 generated by actuating the rudder pedal 55 with a high or low pitch setting input signal from the flight condition setting propeller pitch switch 57 to generate a signal for the propeller pitch actuator 55, the rudder blade actuator 52, and the actuator 53 of the segments 36, 37, 38 and determines the pitch of the propeller 19 and the position of the rudder blade 20 and the assembled assembly 35 of the angular segments 35, 37, 38 which generates a slipstream of the appropriate speed and yaw rate that counteracts the propeller pitch.

162 201 obrotu wirnika 11 1 utrzymuje żądany kierunek lotu w warunkach ustalonych przełącznikiem 57 skoku śmigła 19. Ustawienie przełącznika 57 skoku śmigła 19 na małym skoku dla lotów wiszących i o małej prędkości wytwarza w Jednostce sterującej 54 sygnały, które przestawiają zespół 35 kątowych segmentów 36, 37, 38 w położenie maksymmlnie wysuuiąte, zaś łopatkę 20 steru kierunkowego w położenie w pełni odchylone, /fig. 7, 8 i 9/. Ruch pedałów 55 łopatki 20 eteru wytwarza w Jednostce sterującej 54 sygnały, które powoduję przestawienie ogonowego śmigła 19 na skok zapewniający siłę ciągu z odchylonego strumienia'zaśmigłowago odpowiednią do przeciwdziałania obrotu wirnika 11 1 komroli odchylenia kierunkowego· W celu przejścia na werunkl szybkiego lotu ekonomicznego przełącznik 57 skoków uruchamiany Jest w celu zwiększenia skoku śmigła 19 do wysokiego zakresu, w którym jednostka sterująca 54 wytwarza sygnały powodujące cofnięcie się zespołu kątowych segmentów 36, 37, 38 z położenia wysunnętego, przesunięcie łopatki 20 steru kieuunkowego w kierunku położenia neutralnego, a Jednocześnie, stopniowo przekazuje ruch pedałów 55 do sterowania łopatką 20, z uwzględnieniem położenia neutralnego dla zapewniania kontroli odchylenia kieuunkowego. Układ jednostki sterującej 54 podstawowego sterowania kierunkowego nie stanowi części obecnego wynalazku 1 może być połączeniem mechanicznym typu podobnego do ujawnionego w opisie patentowym Stanów ZJedn. Ammeyki nr 3 309 937, koordynującym sterowanie wieloma mechanizmami lub, alternatywnie, może Dyć typu programowanego komputerem w sposób znany spoćjalistom, w celu wytwarzania prawidłowych sygnałów dla urządzeń wykonawczych łopatki steru kierunkowego, zespołów elementów kątowych oraz sterowania skokiem śmigła.162 201 of the rotor 11 1 maintains the desired flight direction under the conditions set by the propeller pitch switch 57 19. Setting the propeller pitch switch 57 19 to a low pitch for hovering and low-speed flights generates signals in the Control Unit 54 that move the set 35 of angular segments 36, 37, 38 to the maximum extended position and the rudder blade 20 to the fully deflected position, /figs. 7, 8 and 9/. Movement of the pedals 55 of the rudder blade 20 generates signals in the control unit 54 that cause the tail rotor 19 to be adjusted to a pitch that provides sufficient thrust from the deflected propeller stream to counteract the rotation of the rotor 11 of the yaw chamber. To transition to a high-speed economical flight condition, the pitch switch 57 is activated to increase the pitch of the propeller 19 to a high range in which the control unit 54 generates signals that cause the assembly of angular segments 36, 37, 38 to retract from the extended position, move the rudder blade 20 towards the neutral position, and simultaneously, gradually transfer the movement of the pedals 55 to control the blade 20, with respect to the neutral position, for providing yaw control. The primary directional control unit system 54 is not part of the present invention and may be a mechanical linkage of the type similar to that disclosed in U.S. Patent No. 3,309,937 coordinating the control of multiple mechanisms, or alternatively, may be of the type computer-programmed in a manner known to those skilled in the art to produce correct signals for the rudder blade actuators, angular element assemblies, and propeller pitch control.

Należy zaznaczyć, iż opisane wyżej urządzenie Jest przykładam wykonania wynalazku i ze mogą do niego być wprowadzone liczne moodfikacje lub zmiany bez naruszenia zakresu wynalazku przedstawionego w załączonych zastrzeżeniach.It should be noted that the device described above is an embodiment of the invention and that numerous modifications or changes may be made thereto without departing from the scope of the invention as set out in the appended claims.

162 201162 201

FIG IIFIG II

162 201162 201

,15 ,59 ,55,15 ,59 ,55

1 1 1 1 '60 1 1'60 1 1 1 1 I 1 1 I 1 |—^J 1 |— ^J 1 1 1 1 1 Γ- 1 l 1 Γ- 1 l -1- 1 -1- 1 M M _ 1 _ 1 i and

56’ *'» “Ul 3956' *'» “Street 39

ΜМ

5?5?

FIG 12FIG 12

-J”-J”

Zakład Wydawnictw UP RP. Nakład 90 egz.Publishing House of the Polish Patent Office. Circulation: 90 copies.

Cena 10 000 złPrice: PLN 10,000

Claims

Patent Claims

1.A rotor tail rotor assembly comprising an annular skirt having opposing lateral side walls extending between the front and rear edge of the skirt, a steerable propeller mounted at ^ j ^ and ^^ axis ^ o ^ w inside said annular skirt and projected rearward therefrom propellers Propeller deflecting elements produced by rotation of the propeller transversely to the longitudinal axis of the shield and protruding backwards with respect to the rear part of the edge of the shield, characterized in that the jet deflecting means comprises a series of angular segments / 36, 37,

38 / in the shape of an arc arranged partially circumferentially in relation to one of the transverse side walls / 32 / of the annular cover / 16 / and pivotally supported on the side of the cover / 16 / around the vertical axis / 28 / between a retracted position in which all the segments / 36, 37, 38 / arcuate, they are aligned side by side coaxially with the transverse side wall / 32 / of the shell / 16 / and an extended position in which these segments are aligned about each other protruding as a series of oblique elements transverse to the longitudinal axis of the shell and forming, in the rearward direction, a transverse extension of one transverse side wall / 32 / of the shell and that the jet deflecting elements have an actuator / 53 / for the rotation of the arcuate segments between their retracted protruding position, and a longitudinal elongated blade / 20 / rudder projecting vertically from the inside of the shield / 16 / towards the rear of the propeller / 19 / and rotatably supported on the side of the shield between the neutral the position in which the longitudinal span of the blade / 20 / rudder coincides with the longitudinal axis of the guard / 16 / and deviated positions in which the longitudinal span of the blade / 20 / rudder protrudes transversely to the longitudinal axis of the guard / 16 / obtaining a fully tilted position, in in which the longitudinal span of the blade / 20 / rudder protrudes transversely from the inside of the shield / 16 / in a spatial configuration, forward of the position taken by the arcuate segments in this extended position, and the actuator / 52 / for moving the blade / 20 / rudder between the neuma position. m and the tilted position, and the control unit / 54 / interconnecting the actuator / 53 / enabling the rotation of the arc segments and the actuator / 52 / for moving the blade / 20 / rudder, setting the movement of the blade / 20 / rudder towards and away from fully tilted position co-coinciding with the movement of the arcuate segments / 36, 37, 38 / between their retracted and extended positions.

2. The assembly according to p. 3. The method of claim 1, characterized in that the inside of one transverse side wall / 32 / of the cover / 16 / forms a single whole, and the outer side of one side wall of the cover has a recess / 34 / directed towards the rear part of the edge of the cover / 16 /, the distinction / 34 / is shaped so as to accommodate arched segments / 36, 37, 33 / in a retracted position.

3. Assembly according to claim 2, characterized in that the recess / 34 / is shaped so that the outer surface of the arcuate segments / 36 / forms the outer part of the walls. the covers (16) when the arched segments (36, 37, 38) are in a retracted position.

4. The assembly according to p. 1, 2 or 3, characterized in that the blade / 20 / of the rudder comprises a plurality of adjacent sections / 21, 22, 23, 24 / of the rudder plunged in a posoblyy arrangement and articulated connections / 25, 26, 27 / pivotally connecting each rudder section with the adjacent section, and elements related to the rudder sections determining the differential angular rotation of the adjacent sections of the rudder about the articulated connections / 25, 26, 27 / on the power of the rudder section moved between the end position and the tilted position of the blade / 20 / of the rudder.

162 201

5. The assembly according to p. 4, characterized by the fact that it has an axis / 28 / pivotally supporting protruding sections / 22 / from sections / 21, 22, 23, 24 / of the rudder from the side of the shield / 16 / enabling the rotation of the protruding section / 22 / transverse relative to the inside of the shield / 16 / in the positioning motion of the blade / 20 / of the rudder between the neutral position and the deflected positions and the elements connecting the rudder sections determining the differential angular rotation between the adjoining sections of the old man as a result of the rotational movement of one section / 22 / forward of all sections of the aether, around the protruding one supporting axle / 28 / so that sections / 21, 22, 23, 24 / of the rudder, in a fully tilted position, approximate the shape of obliquely positioned arc segments / 38, 37, 38 / in this extended position,

8. The team according to p. The method of claim 1, characterized in that around the vertical axis / 28 / of the arc segment it has a horizontally unfolding surface of a horizontal ether / 40 / rotationally supported on the inner end and the outer end of the horizontal rudder / 40 / joining iron with One of the arcuate segments to define the horizontal rotation of the surface of the horizontal rudder concurrently with the recessed and curved segments / 36, 37, 39 / between their retracted mm and their extended position.

* · *