RU129485U1

RU129485U1 - COXY SPEED HELICOPTER

Info

Publication number: RU129485U1
Application number: RU2012157372/11U
Authority: RU
Inventors: Яков Александрович Колесник; Михаил Андреевич Мамыкин
Original assignee: Яков Александрович Колесник
Priority date: 2012-12-26
Filing date: 2012-12-26
Publication date: 2013-06-27

Abstract

1. 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, 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. Соосный скоростной вертолет по п.1, отличающийся тем, что диапазон наклона колонки системы несущих винтов составляет 90-70° относительно горизонтальной оси вертолета.5. Соосный скоростной вертолет по п.1, отличающийся тем, что привод наклона колонки выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.6. Соосный скоростной вертолет по п.1, отличающийся тем, что система стабилизации вертолета содержит механическую и электронную (автопилот) части.7. Соосный скоростной вертолет по п.1, отличающийся тем, что механизм управления углом установки горизонтального оперения выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.8. Соосный скоростной вертолет по п.1, отличающийся тем, что установлен двигатель внутреннего сгорания поршневой, или турбовальный, или электрический.1. Coaxial high-speed helicopter containing the fuselage, the engine, a system of coaxial synchronized rotors with the ability to control the common and cyclic pitch, a propeller with an axis located horizontally and with the ability to control the pitch of the rotor, and aerodynamic surfaces for stabilization and control, characterized in which has a tilt mechanism for the rotor system and a helicopter stabilization system. 2. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the tilt mechanism of the rotor system consists of a column with a gearbox and is controlled by a tilt drive of the column. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the column of the rotor system is hinged to the fuselage. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the tilt range of the column of the rotor system is 90-70 ° relative to the horizontal axis of the helicopter. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the column tilt drive is electromechanical or pneumatic or hydraulic. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the helicopter stabilization system contains mechanical and electronic (autopilot) parts. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the mechanism for controlling the installation angle of the horizontal tail is electromechanical or pneumatic or hydraulic. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that a piston or turboshaft or electric internal combustion engine is installed.

Description

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к устройству вертолетов соосной схемы.The utility model relates to aeronautical engineering, in particular to the arrangement of coaxial helicopters.

Известны вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом (http://www.aviastar.org/helicopters_rus/mi-8-r.html), 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 систему. Недостатком такого тина вертолетов является относительно невысокая скорость полета, обусловленная особенностями аэродинамики несущего винта, в частности, несимметрией обтекания лопастей двигающихся навстречу скоростному потоку и отстающих лопастей. Несимметрия обтекания вызывает срыв потока на отстающих лопастях и разницу в подъемной силе, требующую компенсационных мер, к примеру, шарнирное крепление лопастей, что в целом снижает несущие характеристики винта.Known single-rotor helicopters with tail rotor (http://www.aviastar.org/helicopters_eng/mi-8-r.html) containing a helicopter frame fuselage consisting of a bow and a central part, a tail and end beams, a chassis carrying propeller, tail rotor mounted in the tail, propulsion system and fuel system. The disadvantage of this type of helicopters is the relatively low flight speed, due to the peculiarities of the rotor aerodynamics, in particular, the asymmetry of the flow around the blades moving towards the high-speed flow and lagging blades. The asymmetry of the flow causes a stall of the flow on the lagging blades and a difference in the lifting force, which requires compensation measures, for example, hinged mounting of the blades, which generally reduces the bearing characteristics of the screw.

Известен скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия и оптимизированным подъемным несущим винтом (патент RU, MПК № В64С 27/26, опубл. 20.03.2012), содержащий фюзеляж, двигатель, несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, поверхность, генерирующую аэродинамическую подъемную силу, закрепленную на фюзеляже, поверхности для стабилизации и маневрирования, и один или несколько тянущих винтов. 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 винтом и аэродинамической поверхностью (крылом), при этом, чем больше скорость, тем большую долю подъемной силы берет на себя крыло, тем самым снижая вредное влияние несимметрии обтекания несущего винта. Для предотвращения появления вредного сопротивления возникающего на концах набегающих лопастей при определенных числах Маха (дивергенции сопротивления), скорость вращения несущего винта снижается пропорционально увеличению скорости потока.Known high-speed hybrid helicopter with a large radius of operation and an optimized lifting rotor (patent RU, IPC No. ВСС 27/26, publ. March 20, 2012), comprising a fuselage, an engine, a rotor with control of the common pitch and the cyclic pitch of the blades, the surface generating aerodynamic lift mounted on the fuselage, surfaces for stabilization and maneuvering, and one or more pulling screws. By design, such a helicopter is more complicated than the previously described option, due to the use of multiple transmissions to drive all the screws. The speed characteristics of such a helicopter are achieved by distributing the lifting force between the rotor and the aerodynamic surface (wing), while the higher the speed, the greater the proportion of the lifting force that the wing takes upon itself, thereby reducing the harmful effect of the asymmetry around the rotor. To prevent the appearance of harmful resistance arising at the ends of the oncoming blades at certain Mach numbers (resistance divergence), the rotor speed is reduced in proportion to the increase in the flow rate.

Недостатком описанной конструкции является то, что в режиме скоростного полета несущий винт создает часть подъемной силы и при этом не создает 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 все равно присутствует и требует компенсации рулевыми поверхностями (как минимум), что усложняет систему управления и требует специальной подготовки пилота либо обязательное наличие автопилота.A disadvantage of the described construction is that in the high-speed flight mode, the rotor creates a part of the lifting force and does not create traction, 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. In addition, flow asymmetry is still present and requires compensation by steering surfaces (at least), which complicates the control system and requires special pilot training or the mandatory presence of an autopilot.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому техническому решению является скоростной вертолет сосной схемы использующий аэродинамику несущего винта по «концепции опережающей лопасти» АВС (Advancing Blade Concept) Sikorsky Demonstrator X2 (http://www.membrana.ru/particle/3274), содержащий фюзеляж, двигатель, соосный синхронизированный несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, толкающий винт с управлением общим шагом, поверхности для стабилизации и маневрирования. Проблема несимметрии обтекания практически полностью решается за счет применения соосного синхронизированного винта с жестким крепление лопастей к втулке. Конструктивное исполнение такого вертолета проще, чем у гибридного вертолета, а скоростные характеристики выше - Sikorsky Demonstrator X2 является официально зарегистрированным рекордсменом по скорости полета среди вертолетов.The closest analogue to the proposed technical solution is a high-speed pine helicopter using rotor aerodynamics according to the ABC Advancing Blade Concept Sikorsky Demonstrator X2 (http://www.membrana.ru/particle/3274) containing the fuselage motor, coaxial synchronized rotor with common pitch control and cyclic pitch of the blades, pushing screw with common pitch control, surfaces for stabilization and maneuvering. The problem of flow asymmetry is almost completely solved through the use of a coaxial synchronized screw with a rigid attachment of the blades to the sleeve. 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 the speed of flight among helicopters.

Недостатком конструкции вертолета фирмы Sikorsky является работа несущего винта на большой скорости в автожирном режиме, т.е. несущий винт создает подъемную силу, а горизонтальная тяга создается толкающим винтом, расположенным в хвостовой части вертолета. Общий КПД вертолета остается не высокий, для полета с той же скоростью самолету с классической аэродинамикой потребуется гораздо меньше затрат энергии.The design flaw of the Sikorsky helicopter is the operation of the rotor at high speed in autogyro mode, i.e. the rotor creates lift, and the horizontal thrust is created by a thrust rotor located in the rear of the helicopter. The overall efficiency of the helicopter remains not high; for a flight with the same speed, a plane with classical aerodynamics will require much less energy.

Задачей предлагаемой полезной модели является создать конструкцию соосного скоростного вертолета способную к вертикальному взлету и висению, скоростному горизонтальному полету и при этом с низкими энергетическими затратами на полет.The objective of the proposed utility model is to create a coaxial high-speed helicopter design capable of vertical take-off and hovering, high-speed horizontal flight and at the same time with low energy costs for the flight.

Требуемый технический результат достигается тем, что 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, характеризуется тем, что имеет механизм наклона системы несущих винтов и систему стабилизации вертолета.The required technical result is achieved in that a coaxial high-speed helicopter containing a fuselage, an engine, a system of coaxial synchronized rotors with the ability to control the common and cyclic pitch, a propeller with an axis located horizontally and with the ability to control the pitch of the rotor, and aerodynamic surfaces to stabilize and control, characterized in that it has a mechanism for tilting the rotor system and a helicopter stabilization system.

Механизм наклона системы несущих винтов состоит из колонки с редуктором и управляется приводом наклона колонки.The tilt mechanism of the rotor system consists of a column with a gearbox and is controlled by the tilt drive of the column.

Колонка системы несущих винтов имеет шарнирное крепление к фюзеляжу.The rotor column system is hinged to the fuselage.

Диапазон наклона колонки системы несущих винтов составляет 90°-70° относительно горизонтальной оси вертолета.The tilt range of the rotor system column is 90 ° -70 ° relative to the horizontal axis of the helicopter.

Привод наклона колонки выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.The column tilt drive is electromechanical or pneumatic or hydraulic.

Система стабилизации вертолета содержит механическую и электронную (автопилот) части.The helicopter stabilization system contains mechanical and electronic (autopilot) parts.

Механизм управления углом установки горизонтального оперения (ГО) выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.The control mechanism for the installation angle of the horizontal tail (GO) is made electromechanical or pneumatic, or hydraulic.

Двигатель может быть внутреннего сгорания поршневой или турбореактивный (турбовальный), или электрический.The engine can be an internal combustion piston or turbojet (turboshaft), or electric.

Сущность полезной модели поясняется чертежами.The essence of the utility model is illustrated by drawings.

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.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.

Соосный скоростной вертолет, содержит (фиг.1) фюзеляж 1, на котором 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 на 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.The 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), coaxial synchronized rotors 4 with a rigid, fixing the blades and with the ability to control the common and cyclic pitch of the blades wherein column 3 contains a gearbox 5 and coaxial shafts 6. In the rear part of the fuselage 1 there is a horizontal tail 7 and a vertical tail 8, movably connected to the fuselage 1 and equipped with elevators 9 and directions 10, as well as a mechanism for controlling the installation angle Г 11. Inside the fuselage mounted engine 12; intermediate gear 13; transmission to the main gearbox 14; transmission on the tail rotor 15; tail pusher screw 16 with the ability to control the pitch of the screw; column tilt drive 17; electronic stabilization system (autopilot) 18; mechanical connection of the stabilization system 19.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Двигатель 12, неподвижно установленный в фюзеляже 1, передает мощность посредством промежуточного редуктора 13 и трансмиссии 14 на 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 передачи мощности 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 (триммирования).The engine 12, which is fixedly mounted in the fuselage 1, transmits power through an intermediate gearbox 13 and transmission 14 to the rotor system 2, and through 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 nirno-connected shafts with the possibility of power transfer at any angular position of column 3. The tilt drive of column 17 serves to change the angle of tilt of column 3 and is connected mechanically to horizontal plumage 7. The control mechanism of the installation angle GO 11 is connected with horizontal plumage 7, on the one hand , and the tilt drive of the column 17, on the other hand, and serves for additional balancing correction (trimming).

На режиме взлета и висения колонка 3 несущих винтов расположена вертикально или имеет минимальный угол наклона вперед γ=86-90°. Система несущих винтов 2 работает как обычная система соосных винтов вертолета, для обеспечения устойчивости и управляемости используется управление обидим 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 относительный КПД будет в районе 0,5-0,7 единиц,In the take-off and hover mode, the column 3 of the rotors is located vertically or has a minimum forward inclination angle γ = 86-90 °. The rotor system 2 operates like a conventional helicopter coaxial rotor system. To ensure stability and controllability, we control the offending and cyclic pitch of the rotor, steering surfaces 7, 8 are ineffective in this mode. At the same time, the energy of the engine spent on spinning the screws can be divided into two streams: the creation of lifting force (useful use) and the swirling of the air flow below the screw (energy loss), while the relative efficiency will be in the region of 0.5-0.7 units ,

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. Несимметрия обтекания набегающих и отстающих лопастей попарно компенсируется соосным и синхронизированным вращением верхнего и нижнего винтов 4. При наклоне колонки 3 происходит 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 относительно 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.In the horizontal flight mode, column 3 leans forward by an angle of up to 70 ° (γ = 70 °), the higher the horizontal flight speed, the greater the angle of inclination of column 3. The aerodynamics of the propeller changes. Oncoming blades (azimuthal section 0-180 °) and lagging lobes (azimuthal section 0-180 °) use the supplied energy to the maximum. The asymmetry of the flow around the oncoming and lagging blades is compensated in pairs by the coaxial and synchronized rotation of the upper and lower screws 4. When the column 3 is tilted, the helicopter balance changes because the center of mass is shifted back relative to the point of application of the lifting force. To align the position of the fuselage of the helicopter 1 with respect to the horizon, horizontal empennage is used 7. The angle of installation of the empennage 7 with respect to the fuselage 1 is set so that the lifting force arising on the empennage creates a moment relative to the helicopter's center of mass sufficient to compensate for rebalancing. Additional disturbances from the irregularity of the incoming flow are compensated by elevators 9 and rudders 10 under the control of the pilot or autopilot 18.

Во время полета вперед мощность двигателя, потребная для полета, снижается по сравнению с мощностью потребной для висения, и избыток мощности задействуется для вращения толкающего винта 16, расположенного в задней части фюзеляжа, для увеличения скорости полета.During forward flight, the engine power required for the flight is reduced compared to the power required for hanging, and excess power is used to rotate the pushing screw 16 located at the rear of the fuselage to increase flight speed.

Высокие скоростные показатели при низких энергетических затратах достигаются за счет оптимизированной аэродинамики несущего винта.High speed performance at low energy costs are achieved through optimized rotor aerodynamics.

На фиг.3 показаны векторные диаграммы скоростей и сил возникающих при обтекании профиля лопасти несущего винта при движении по азимуту описанной окружности в интервалах 0-180° и 180-360°.Figure 3 shows the vector diagrams of velocities and forces arising during the flow around the profile of the rotor blade when moving along the azimuth of the circumscribed circle in the intervals 0-180 ° and 180-360 °.

Где:Where:

U₀ - вектор окружной скорости винта;U ₀ is the screw peripheral velocity vector;

V₀ - вектор поступательной скорости вертолета;V ₀ is the translational speed vector of the helicopter;

W₀ - результирующий вектор набегающего потока;W ₀ is the resulting free stream vector;

W₁ - вектор истинной скорости набегающего потока;W ₁ is the vector of the true velocity of the oncoming flow;

ω₁ - вектор наведенной скорости;ω ₁ is the vector of the induced velocity;

R - полная аэродинамическая сила профиля лопасти;R is the total aerodynamic force of the profile of the blade;

Y - подъемная сила профиля в скоростной системе координат лопасти;Y is the lifting force of the profile in the speed coordinate system of the blade;

Y₁ - подъемная сила профиля в скоростной системе координат вертолета;Y ₁ - the lifting force of the profile in the speed coordinate system of the helicopter;

Х - сила сопротивления профиля в скоростной системе координат лопасти;X is the profile drag force in the speed coordinate system of the blade;

Р - вектор тяги в скоростной системе координат вертолета;P is the thrust vector in the speed coordinate system of the helicopter;

α - угол атаки профиля;α is the angle of attack of the profile;

β - угол наклона оси вращения винта относительно горизонтальной оси вертолета;β is the angle of inclination of the axis of rotation of the screw relative to the horizontal axis of the helicopter;

φ - угол установки лопасти относительно плоскости вращения.φ is the angle of the blade relative to the plane of rotation.

Из диаграмм наглядно видно, что при определенном соотношении скорости полета V₀ и скорости вращения винта U₀ на обоих участках азимутального положения результирующая аэродинамическая сила R профиля лопасти имеет положение вверх-вперед 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 Y₁ 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.The diagrams clearly show that for a certain ratio of the flight speed V ₀ and the rotational speed of the screw U ₀ in both parts of the azimuthal position, the resulting aerodynamic force R of the blade profile has an up-and-down position in the direction of flight of the helicopter. Those. in the speed system of the blade element there is a lifting force Y and the resistance of the element of the blade X, and in the speed system of the helicopter the same forces are converted only by the lifting force Y ₁ and the thrust R. Moreover, almost all the energy supplied to the screw is used to create the lifting force and traction, and the maximum efficiency of the bearing system is achieved - 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. Если этот угол около 90° (ось вращения винта почти вертикальна), то вектор результирующей аэродинамической силы R на азимутальном участке 0-180° получит направление вверх-назад, что характерно для работы винта в обычном режиме и максимальный относительный КПД будет в районе 0,5-0,7 единиц. Если 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.From the consideration of the diagrams, it is also obvious that 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. If this angle is about 90 ° (the axis of rotation of the screw is almost vertical), then the vector of the resulting aerodynamic force R in the azimuthal segment 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 efficiency will be around 0, 5-0.7 units. If the angle of inclination of the propeller axis is γ≤70 °, then at high flight speeds the butt portion of the lagging blade falling into the backflow zone begins to create excess resistance due to the significant blade angle φ, which also reduces the efficiency of the carrier system.

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 скоростях 350-400 км/ч.It was experimentally established that the range of inclination of the axis of rotation of the screw is optimal in the range of 78-70 ° (γ = 78-70 °) for the speed range of 250-400 km / h. At the same time, the efficiency reaches a maximum of 0.92-0.95 at flight speeds of 220-350 km / h and gradually decreases to 0.75-0.8 at speeds of 350-400 km / h.

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, чтобы скорость концов лопастей несущих винтов никогда 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-технические характеристики.When the ends of the oncoming blades reach Mach 0.7-0.8, the rotor speed and the power supplied to them decrease, and the power supplied to the tail pusher 16 increases, so that the speed of the ends of the rotor blades never exceeds speed 0 , Mach 8 - Mach number of the divergence of resistance, at which the resistance of the rotors increases significantly, adversely affecting the aerodynamic quality of the helicopter and, therefore, its flight performance.

Таким образом, предлагаемый соосный скоростной вертолет, за счет возможности регулирования угла наклона системы несущих винтов, позволяет получить высокие скоростные характеристики к совокупности с низкими энергетическими затратами в полете благодаря улучшенной аэродинамике несущей системы.Thus, the proposed coaxial high-speed helicopter, due to the possibility of adjusting the angle of inclination of the rotor system, allows high speed characteristics to be combined with low energy costs in flight due to the improved aerodynamics of the carrier system.

Claims

1. Coaxial high-speed helicopter comprising a fuselage, an engine, a system of coaxial synchronized rotors with the ability to control the common and cyclic pitch, a propeller with an axis located horizontally and with the ability to control the pitch of the rotor, and aerodynamic surfaces for stabilization and control, characterized in which has a tilt mechanism for the rotor system and a helicopter stabilization system.

2. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the tilt mechanism of the rotor system consists of a column with a gearbox and is controlled by a tilt drive of the column.

3. The coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the column of the rotor system is hinged to the fuselage.

4. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the tilt range of the column of the rotor system is 90-70 ° relative to the horizontal axis of the helicopter.

5. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the column tilt drive is electromechanical or pneumatic, or hydraulic.

6. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the helicopter stabilization system contains mechanical and electronic (autopilot) parts.

7. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the mechanism for controlling the installation angle of the horizontal tail is electromechanical or pneumatic or hydraulic.

8. Coaxial high-speed helicopter according to claim 1, characterized in that the internal combustion engine is a piston, or turboshaft, or electric.