RU179890U1 - The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) - Google Patents

The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) Download PDF

Info

Publication number
RU179890U1
RU179890U1 RU2017143792U RU2017143792U RU179890U1 RU 179890 U1 RU179890 U1 RU 179890U1 RU 2017143792 U RU2017143792 U RU 2017143792U RU 2017143792 U RU2017143792 U RU 2017143792U RU 179890 U1 RU179890 U1 RU 179890U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shaft
variator
speed
output
fan
Prior art date
Application number
RU2017143792U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Викторович Михеев
Сергей Викторович Носов
Эдуард Арутюнович Петросян
Александр Львович Пирожников
Алексей Михайлович Плущевский
Александр Александрович Иноземцев
Original Assignee
Сергей Викторович Михеев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сергей Викторович Михеев filed Critical Сергей Викторович Михеев
Priority to RU2017143792U priority Critical patent/RU179890U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU179890U1 publication Critical patent/RU179890U1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors

Abstract

Полезная модель относится к авиастроению, а именно к силовой установке скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла).Технической задачей предлагаемой полезной модели является обеспечение возможности независимого раздельного управления пропульсивной реактивной тягой, механической мощностью и частотой вращения привода несущего винта в диапазоне сочетаний значений этих параметров, требуемом для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) и предотвращение самопроизвольной раскрутки несущего винта при маневрировании.Техническая задача обеспечивается тем, что в силовой установке скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла), содержащей трансмиссию, состоящую из редукторов и валов и не менее одного комбинированного двигателя, снабженного регулятором подачи топлива, обеспечивающего как создание пропульсивной реактивной тяги, так и привод с возможностью изменения частоты вращения несущего винта, комбинированный двигатель выполнен в виде двухконтурного комбинированного двигателя с вентилятором внешнего контура и свободной силовой турбиной, имеющей выходной вал передачи механической мощности, снабженный датчиком оборотов, и вариатор вентилятора внешнего контура, имеющий один входной вал, соединенный с выходным валом передачи механической мощности свободной силовой турбины и два выходных вала, один из которых управляемый, соединен с вентилятором внешнего контура, а другой неуправляемый, при этом вариатор вентилятора внешнего контура снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя, поступающему с органа управления комбинированным двигателем, редуктор привода несущего винта снабжен устройством сцепления и вариатором с входным неуправляемым валом и выходным управляемым валом, при этом входной неуправляемый вал соединен с выходным неуправляемым валом вариатора привода вентилятора внешнего контура, а выходной управляемый вал соединен с устройством сцепления, при этом вариатор снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу воздушной скорости, поступающему от вычислителя воздушной скорости полета, кроме того, датчик оборотов выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины соединен с регулятором подачи топлива, устройством управления вариатором вентилятора внешнего контура и устройством управления вариатором, управление которым осуществляется по закону:где n- обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;nобороты выходного управляемого вала вариатора;V- текущее значение воздушной скорости полета, аустройство управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя управляет вариатором привода вентилятора внешнего контура по закону:где n- обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;n- обороты выходного управляемого вала вариатора;α - текущее значение положения органа управления тягой двигателя, арегулятор подачи топлива комбинированного двигателя соединен линией связи с устройством сцепления и управляет оборотами выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины по закону:n=const=100%,где n- обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.При осуществлении полезной модели обеспечивается возможность независимого раздельного управления пропульсивной реактивной тягой, механической мощностью и частотой вращения привода несущего винта в диапазоне сочетаний значений этих параметров, требуемом для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) при обеспечении устойчивости системы «двигатель-трансмиссия-несущий винт» и предотвращению самопроизвольной раскрутки несущего винта при маневрировании.The utility model relates to aircraft manufacturing, namely, the power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft). The technical task of the proposed utility model is to enable independent separate control of propulsive jet thrust, mechanical power and rotor speed of the rotor drive in the range of combinations of the values of these parameters required for ensuring all operational flight modes of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) and preventing spontaneous The main task of the main rotor rotor during maneuvering is provided by the fact that in the power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) containing a transmission consisting of gearboxes and shafts and at least one combined engine equipped with a fuel supply regulator that provides both the creation of propulsive jet propulsion and the drive with the ability to change the rotor speed, the combined motor is made in the form of a dual-circuit combined motor with fan m of the external circuit and a free power turbine having an output shaft of transmission of mechanical power, equipped with a speed sensor, and a variator of the fan of the external circuit having one input shaft connected to the output shaft of transmission of mechanical power of a free power turbine and two output shafts, one of which is controllable, connected to the external circuit fan, and the other uncontrollable, while the external circuit fan variator is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and a signal control device the current value of the position of the combined engine thrust control coming from the combined engine control, the rotor drive gearbox is equipped with a clutch device and a variator with an input uncontrolled shaft and an output controlled shaft, while the input uncontrolled shaft is connected to the output uncontrolled shaft of the variator of the external fan fan drive, and the output controlled shaft is connected to the clutch device, while the variator is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and the control system according to the airspeed signal received from the airspeed calculator, in addition, the speed sensor of the output shaft of the mechanical power transmission of the free power turbine is connected to the fuel supply regulator, the control unit of the variator fan of the external circuit and the control unit of the variator, which is controlled by the law: where n is the speed of the output shaft of the mechanical power transmission of the free power turbine; n is the speed of the output controlled shaft of the variator; V is the current the value of the airspeed of flight, the control device according to the signal of the current value of the position of the traction control element of the combined engine controls the external drive fan variator according to the law: where n is the speed of the output shaft of the mechanical power transmission of the free power turbine; n is the speed of the output controlled shaft of the variator; α is the current the value of the position of the engine traction control element, the fuel supply regulator of the combined engine is connected by a communication line to the clutch device and controls the output shaft of the mechanical power transmission of a free power turbine according to the law: n = const = 100%, where n is the speed of the output shaft of the mechanical power transmission of a free power turbine. When implementing the utility model, it is possible to separately control propulsive jet thrust, mechanical power and speed rotor drive in the range of combinations of the values of these parameters required to ensure all operational flight modes of a high-speed combined helicopter (screw Wing) while ensuring the stability of the system "engine-transmission-rotor" and prevent spontaneous spin rotor when maneuvering.

Description

Полезная модель относится к авиастроению, а именно к силовой установке скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла).The utility model relates to aircraft manufacturing, namely to the power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft).

Известен «Скоростной комбинированный вертолет (винтокрыл)» патент на полезную модель RU №168554 В64С 27/22. Дата приоритета 04.10. 2016. Дата публикации 08.02.2017.The well-known "High-speed combined helicopter (rotorcraft)" patent for utility model RU No. 168554 V64C 27/22. Priority Date 04.10. 2016. Date of publication 02.08.2017.

Скоростной комбинированный вертолет (винтокрыл) имеет комбинированную несущую систему, состоящую из соосного несущего винта и планера с горизонтальным и вертикальным оперением с управляемыми поверхностями, силовую установку, состоящую из трансмиссии (редукторов и валов) и двигателя, снабжен крылом, обеспечивающим практически полную разгрузку несущего винта, оборудованным управляемыми закрылками, элевонами, и не менее одного двигателя, выполненного комбинированным и обеспечивающим создание как пропульсивной реактивной тяги посредством хвостового сопла на всех эксплуатационных режимах полета, так и привод с возможностью изменения частоты вращения соосного несущего винта. Силовая установка известной полезной модели скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) работает следующим образом. Взлет винтокрыла осуществляется по вертолетному - вертикально с использованием соосного несущего винта. Для этого комбинированный двигатель подает необходимую мощность на соосный несущий винт через редуктор, реактивная тяга комбинированного двигателя минимальна, а обороты двигателя настроены на обеспечение взлетных оборотов соосного несущего винта. Далее осуществляется переход на большие скорости полета. Для этого путем отклонения органов управления в кабине экипажа увеличивается реактивная тяга комбинированного двигателя и по мере разгона при уменьшении потребой мощности автоматически уменьшается подача мощности на соосный несущий винт с сохранением частоты его вращения до некоторой величины скорости полета. С ростом скорости полета до 260…300 км/час осуществляется плавная перенастройка частоты вращения соосного несущего винта в сторону уменьшения его оборотов для обеспечения оптимальных характеристик полета. На скоростях полета более 500 км/час соосный несущий винт разгружается до минимально допустимой величины с соответствующей автоматической перенастройкой частоты вращения выходного вала комбинированного двигателя.The high-speed combined helicopter (rotorcraft) has a combined load-bearing system, consisting of a coaxial rotor and a glider with horizontal and vertical tail with controllable surfaces, a power plant, consisting of a transmission (gears and shafts) and an engine, equipped with a wing, providing almost complete unloading of the rotor equipped with controlled flaps, elevons, and at least one engine made combined and providing the creation of a propulsive jet thrust through the tail nozzle at all operational flight modes, and a drive with the ability to change the rotational speed of the coaxial rotor. The power plant of the known utility model of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) works as follows. Rotorcraft take-off is carried out by helicopter - vertically using a coaxial rotor. To do this, the combined engine supplies the necessary power to the coaxial rotor through the gearbox, the jet thrust of the combined engine is minimal, and the engine speed is configured to provide take-off revolutions of the coaxial rotor. Next, the transition to high speed flight. To do this, by rejecting the controls in the cockpit, the thrust of the combined engine increases and as the acceleration decreases with a decrease in power demand, the power supply to the coaxial rotor is automatically reduced while maintaining its rotation speed to a certain value of the flight speed. With an increase in flight speed to 260 ... 300 km / h, a smooth reconfiguration of the rotational speed of the coaxial rotor is carried out in the direction of decreasing its speed to ensure optimal flight characteristics. At flight speeds of more than 500 km / h, the coaxial rotor is unloaded to the minimum permissible value with the corresponding automatic reconfiguration of the speed of the output shaft of the combined engine.

Известное техническое решение силовой установки скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) имеет ряд недостатков. У реактивного комбинированного двигателя снижение частоты вращения выходного вала может осуществляться только за счет снижения частоты вращения турбины двигателя, которое осуществляется за счет уменьшения подачи топлива регулятором двигателя. В связи с этим снижение частоты вращения соосных несущих винтов путем перенастройки частоты вращения выходного вала комбинированного двигателя неизбежно приведет к глубокому дефорсированию двигателя по тяге и мощности. Снижение частоты вращения турбины реактивного двигателя до значения, обеспечивающего получение требуемых оборотов соосного несущего винта винтокрыла на скорости полета 600 км/час, приведет к дефорсированию двигателя по тяге и мощности до уровня 10-15% от их максимальных располагаемых значений. Указанное выше влияние оборотов выходного вала двигателя на его располагаемую мощность и реактивную тягу не позволяет в полной мере обеспечить независимое управление величиной оборотов несущего винта, требуемой для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета из-за указанных выше противоречий.The known technical solution for the power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) has several disadvantages. In a combined jet engine, a reduction in the output shaft speed can only be achieved by reducing the engine turbine speed, which is achieved by reducing the fuel supply to the engine controller. In this regard, a decrease in the rotational speed of the coaxial rotors by reconfiguring the rotational speed of the output shaft of the combined engine will inevitably lead to deep deformation of the engine in terms of traction and power. A decrease in the rotational speed of a jet engine turbine to a value that ensures obtaining the required revolutions of the coaxial rotor of a rotorcraft at a flight speed of 600 km / h will lead to engine deformation by traction and power to the level of 10-15% of their maximum available values. The above effect of the engine output shaft speed on its available power and jet thrust does not allow to fully provide independent control of the rotor speed required to ensure all operational flight modes of a high-speed combined helicopter due to the above contradictions.

Другим недостатком является то, что на больших скоростях полета, когда несущий винт вертолета практически полностью разгружен, при создании необходимой вертикальной перегрузки и маневрировании несущий винт склонен к самопроизвольной раскрутке. Известная силовая установка не позволяет предотвратить самопроизвольную раскрутку несущего винта. Для предотвращения раскрутки несущего винта в известной полезной модели предусмотрено использование механизации крыла винтокрыла, а именно закрылков, а так же изменение общего шага несущего винта. Такой способ поддержания частоты вращения несущего винта в приемлемых пределах требует высокой квалификации пилота или применения сложной автоматизированной системы управления.Another disadvantage is that at high flight speeds, when the rotor of the helicopter is almost completely unloaded, when creating the necessary vertical overload and maneuvering, the rotor is prone to spontaneous unwinding. The known power plant does not prevent spontaneous promotion of the rotor. To prevent the rotation of the rotor in a known utility model provides for the use of mechanization of the wing of a rotorcraft, namely flaps, as well as changing the overall pitch of the rotor. This method of maintaining the rotor speed within acceptable limits requires highly skilled pilot or the use of a complex automated control system.

Указанные недостатки силовой установки известной полезной модели не позволяют обеспечить независимое раздельное управление пропульсивной реактивной тягой, механической мощностью и частотой вращения привода несущего винта в диапазоне сочетаний значений этих параметров требуемом для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) и предотвратить самопроизвольную раскрутку несущего винта при маневрировании.These shortcomings of the power plant of the known utility model do not allow independent separate control of propulsive jet thrust, mechanical power and rotor speed of the rotor drive in the range of combinations of the values of these parameters required to ensure all operational flight modes of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) and prevent spontaneous spinning of the rotor when maneuvering.

Технической задачей предлагаемой полезной модели является обеспечение возможности независимого раздельного управления пропульсивной реактивной тягой, механической мощностью и частотой вращения привода несущего винта в диапазоне сочетаний значений этих параметров, требуемом для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) и предотвращение самопроизвольной раскрутки несущего винта при маневрировании.The technical task of the proposed utility model is to provide independent separate control of propulsive jet thrust, mechanical power and rotor drive rotational speed in the range of combinations of the values of these parameters required to ensure all operational flight modes of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) and to prevent spontaneous rotation of the rotor during maneuvering.

Техническая задача обеспечивается тем, что в силовой установке скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла), содержащей трансмиссию, состоящую из редукторов и валов и не менее одного комбинированного двигателя, снабженного регулятором подачи топлива, обеспечивающего как создание пропульсивной реактивной тяги, так и привод с возможностью изменения частоты вращения привода несущего винта, комбинированный двигатель выполнен в виде двухконтурного двигателя с вентилятором внешнего контура и свободной силовой турбиной, имеющей выходной вал передачи механической мощности, снабженный датчиком оборотов, и вариатор вентилятора внешнего контура, имеющий один входной вал, соединенный с выходным валом передачи механической мощности свободной силовой турбины и два выходных вала, один из которых управляемый, соединен с вентилятором внешнего контура, а другой неуправляемый, при этом вариатор вентилятора внешнего контура снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя, поступающему с органа управления комбинированным двигателем, редуктор привода несущего винта снабжен устройством сцепления и вариатором с входным неуправляемым валом и выходным управляемым валом, при этом входной неуправляемый вал соединен с выходным неуправляемым валом вариатора привода вентилятора внешнего контура, а выходной управляемый вал соединен с устройством сцепления, при этом вариатор, снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу воздушной скорости, поступающему от вычислителя воздушной скорости полета, кроме того, датчик оборотов выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины соединен с регулятором подачи топлива, устройством управления вариатором вентилятором внешнего контура и устройством управления вариатором, управление которым осуществляется по закону:The technical problem is ensured by the fact that in a power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) containing a transmission consisting of gearboxes and shafts and at least one combined engine equipped with a fuel supply regulator, providing both the creation of propulsive jet propulsion and a drive with the possibility of changing the frequency rotor drive rotor, the combined engine is made in the form of a dual-circuit engine with an external circuit fan and a free power turbine having mechanical power transmission drive shaft equipped with a speed sensor and an external circuit fan variator having one input shaft connected to the output shaft of the mechanical power transmission of a free power turbine and two output shafts, one of which is controllable, connected to an external circuit fan, and the other uncontrolled wherein the fan variator of the external circuit is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and a control device by a signal of the current value of the position of the control unit engine coming from the control unit of the combined engine, the main rotor drive gearbox is equipped with a clutch device and a variator with an input uncontrolled shaft and an output controlled shaft, while the input uncontrolled shaft is connected to the output uncontrolled shaft of the variator of the external fan drive, and the output controlled shaft is connected to the clutch device, while the variator is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and a control device for an airspeed signal, post Payuschie by calculating the air speed of flight, in addition, an output shaft revolutions sensor transmitting the free power turbine mechanical power is connected to the fuel supply regulator, the control device variator fan outer-loop control unit and a CVT which is controlled according to the law:

Figure 00000001
Figure 00000001

где nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine;

nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора вентилятора внешнего контура;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator fan of the external circuit;

Vполета - текущее значение воздушной скорости полета, аV flight - the current value of the airspeed, and

устройство управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя управляет вариатором вентилятора внешнего контура по закону: the control device according to the signal of the current value of the position of the control element of the thrust of the combined engine controls the variator of the fan of the external circuit according to the law:

Figure 00000002
Figure 00000002

где nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine;

nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора вентилятора внешнего контура;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator fan of the external circuit;

α - текущее значение положения органа управления тягой двигателя, а регулятор подачи топлива комбинированного двигателя соединен линией связи с устройством сцепления и управляет оборотами вала передачи механической мощности свободной силовой турбины по закону:α is the current value of the position of the engine traction control body, and the fuel supply regulator of the combined engine is connected by a communication line to the clutch device and controls the speed of the transmission shaft of the mechanical power of a free power turbine according to the law:

nст=const=100%, где:n article = const = 100%, where:

nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine.

Полезная модель поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная схема силовой установки скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла).The utility model is illustrated in the drawing, which shows a schematic diagram of the power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft).

Силовая установка винтокрыла содержит двухконтурный комбинированный двигатель 1 со свободной силовой турбиной 2, имеющей выходной вал передачи механической мощности 3, снабженный датчиком оборотов 4, и вентилятор внешнего контура 5, управляемый редуктор с бесступенчатым изменением передаточного отношения (далее вариатор) 6 с выходными управляемым валом 7, соединенным с вентилятором внешнего контура 5 и вторым неуправляемым валом 8. Вариатор 6 снабжен датчиком оборотов 9 выходного управляемого вала 7, имеет входной вал 10, соединенный с выходным валом передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2. Вариатор 6 снабжен устройством управления 11, на которое по линии связи поступает сигнал nст - обороты выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2 с датчика оборотов 4.The rotorcraft power unit contains a dual-circuit combined engine 1 with a free power turbine 2 having a mechanical output power transmission shaft 3, equipped with a speed sensor 4, and an external circuit fan 5, a controlled gearbox with stepless gear ratio change (hereinafter referred to as a variator) 6 with a controlled shaft output 7 connected to the fan of the external circuit 5 and the second uncontrolled shaft 8. The variator 6 is equipped with a speed sensor 9 of the output controlled shaft 7, has an input shaft 10 connected to the output th transmit mechanical power shaft 3 free power turbine 2. The variator 6 is provided with a control unit 11, to which over the communications link signal is received item n - revolutions of the output shaft transmitting mechanical power 3 free power turbine speed sensor 2 to 4.

Силовая установка содержит редуктор 12 привода несущего винта, снабженный устройством сцепления 13, управляемый редуктор с бесступенчатым изменением передаточного отношения (далее вариатор) 14, входной неуправляемый вал 15 которого, соединен с выходным неуправляемым валом 8 вариатора 6, а выходной управляемый вал 16 вариатора 14 соединен с устройством сцепления 13 редуктора 12 привода несущего винта. Вариатор 14 снабжен устройством управления 17 и датчиком оборотов 18 выходного управляемого вала 16.The power plant includes a rotor drive gearbox 12 equipped with a clutch 13, a controllable gearbox with stepless gear ratio (hereinafter referred to as a variator) 14, an input uncontrolled shaft 15 of which is connected to an output uncontrolled shaft 8 of the variator 6, and an output controlled shaft 16 of the variator 14 is connected with the clutch device 13 of the rotor drive gear 12. The variator 14 is equipped with a control device 17 and a speed sensor 18 of the output controlled shaft 16.

Силовая установка содержит регулятор подачи топлива 19 двухконтурного комбинированного двигателя 1 с механизмом дозирования подачи топлива 20, при этом регулятор подачи топлива 19 соединен линией связи с датчиком оборотов 4 выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2 и устройством сцепления 13, имеет линию связи устройства управления 17 вариатора 14 по сигналу воздушной скорости полета, поступающему с вычислителя воздушной скорости полета 21 с приемником воздушного давления 22 и по сигналу nст - обороты выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2, поступающему с датчика оборотов 4 и линию связи устройства управления 11 вариатора 6 вентилятора внешнего контура 5 по сигналу текущего значения положения органа управления тягой 23 двухконтурного комбинированного двигателя 1.The power plant contains a fuel supply controller 19 of a dual-circuit combined engine 1 with a fuel supply metering mechanism 20, while the fuel supply controller 19 is connected by a communication line with a speed sensor 4 of the output shaft of the mechanical power transmission 3 of the free power turbine 2 and the clutch device 13, and has a device communication line control variator 14 to 17 air airspeed signal, the incoming air from the calculator 21 to the flight speed of the air pressure receiver 22 and the signal v n - Turnover vyhodnog mechanical power transmission shaft 3 free power turbine 2 incoming from the sensor 4 and 11 revolutions control device link variator 6 of the fan 5 to the outer contour of the current position value signal of the control rod body 23, a bypass of the engine 1 combined.

Силовая установка винтокрыла работает следующим образом.The rotorcraft power plant operates as follows.

Двухконтурный комбинированный двигатель 1 со свободной силовой турбиной 2, имеющей выходной вал передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины, представляет собой тепловую машину, которая вырабатывает на свободной силовой турбине 2 механическую мощность. Эта мощность распределяется пилотом, воздействующим на органы управления несущим винтом и орган управления тягой 23двухконтурного комбинированного двигателя 1, между редуктором 12 несущего винта и выходным управляемым валом 7 вариатора 6 привода вентилятора внешнего контура 5, который создает реактивную тягу двухконтурного комбинированного двигателя 1.The dual-circuit combined engine 1 with a free power turbine 2 having an output shaft for transmitting mechanical power 3 of a free power turbine is a heat engine that generates mechanical power on a free power turbine 2. This power is distributed by the pilot acting on the main rotor controls and the thrust control member 23 of the dual-circuit combined engine 1, between the main rotor gearbox 12 and the output controlled shaft 7 of the variator 6 of the external circuit fan 5, which creates the reactive thrust of the dual circuit combined motor 1.

Пилот винтокрыла, воздействуя на органы управления несущим винтом винтокрыла, изменяет тягу несущего винта и, соответственно, потребную мощность несущего винта в соответствии с выполняемым режимом полета (висение, разгон, набор высоты, изменение скорости полета и другие маневры), что приводит к изменению баланса потребной и располагаемой мощности свободной силовой турбины 2 и, соответственно, к изменению оборотов выходного вала передачи механической мощности 3 от свободной силовой турбины 2.The rotorcraft pilot, acting on the rotorcraft rotor controls, changes the rotor thrust and, accordingly, the rotor's required power in accordance with the flight mode (hovering, acceleration, climb, changing flight speed and other maneuvers), which leads to a change in balance the required and available power of the free power turbine 2 and, accordingly, to change the speed of the output shaft of the transmission of mechanical power 3 from the free power turbine 2.

Регулятор подачи топлива 19 двухконтурного комбинированного двигателя 1 получает сигнал по линии связи от датчика оборотов 4 выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2, вступает в работу, стремясь восстановить исходные обороты, и производит через механизм дозирования топлива 20 изменение подачи топлива, соответствующее заложенному в него закону:The fuel supply regulator 19 of the dual-circuit combined engine 1 receives a signal through the communication line from the speed sensor 4 of the output shaft of the mechanical power transmission 3 of the free power turbine 2, enters into operation, trying to restore the original speed, and through the fuel metering mechanism 20 changes the fuel supply corresponding to the into it the law:

nст=const=100%, где:n article = const = 100%, where:

nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine.

Таким образом, обороты свободной силовой турбины 2 двухконтурного комбинированного двигателя 1 всегда остаются постоянными независимо от изменения потребной мощности для привода несущего винта. Пилот винтокрыла при желании изменить реактивную тягу комбинированного двигателя, воздействуя на орган управления тягой 23 комбинированного двигателя, соединенный линией связи с устройством управления 11 вариатора 6, передает управляющий сигнал на соответствующее изменение передаточного отношения вариатора 6. Сигнал от органа управления тягой 23 двухконтурного комбинированного двигателя 1 поступает в устройство управления 11 вариатора 6,которое производит изменение передаточного отношения вариатора 6 в соответствии с заданным пилотом значением, что приводит к изменению оборотов выходного управляемого вала 7 вариатора 6 и, в свою очередь, приводит к изменению оборотов вентилятора внешнего контура 5 и, соответственно, к изменению реактивной тяги двухконтурного комбинированного двигателя 1 в соответствии с требованиями режима полета. Фактическое значение передаточного отношения вариатора 6 устройство управления 11 определяет по отношению сигнала датчика оборотов 4 вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2 и сигнала датчика оборотов 9 выходного управляемого вала 7 вариатора 6. После достижения заданного пилотом значения передаточного отношения вариатора 6 устройство управления 11 вариатора 6 осуществляет автоматическое поддержание достигнутого передаточного отношения постоянным до появления нового управляющего сигнала. Управление вариатором 6 осуществляется по закону:Thus, the revolutions of the free power turbine 2 of the dual-circuit combined engine 1 always remain constant regardless of the change in the required power for driving the rotor. The pilot of the rotorcraft, if you want to change the jet thrust of the combined engine, acting on the throttle control 23 of the combined engine, connected by a communication line to the control unit 11 of the variator 6, transmits a control signal to the corresponding change in the gear ratio of the variator 6. The signal from the throttle control 23 of the dual-circuit combined engine 1 enters the control device 11 of the variator 6, which produces a change in the gear ratio of the variator 6 in accordance with a given pilot beginning, which leads to a change in the speed of the output controlled shaft 7 of the variator 6 and, in turn, leads to a change in the fan speed of the external circuit 5 and, accordingly, to a change in the reactive thrust of the dual-circuit combined engine 1 in accordance with the requirements of the flight mode. The actual value of the gear ratio of the variator 6 control device 11 determines the ratio of the speed sensor 4 of the transmission shaft of the mechanical power 3 of the free power turbine 2 and the signal of the speed sensor 9 of the output controlled shaft 7 of the variator 6. After reaching the gear ratio of the variator 6 set by the pilot, the variator control 11 6 automatically maintains the achieved gear ratio constant until a new control signal appears. The control of the variator 6 is carried out according to the law:

Figure 00000003
Figure 00000003

где nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine;

nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора вентилятора внешнего контура;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator fan of the external circuit;

α - положение органа управления тягой.α is the position of the traction control.

При изменении оборотов вентилятора внешнего контура 5 изменяется величина нагрузки, снимаемой со свободной силовой турбины 2, тем самым нарушается баланс потребной и располагаемой мощности, снимаемой со свободной силовой турбины 2, что приводит к появлению тенденции изменения оборотов выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины. Регулятор подачи топлива 19 двухконтурного комбинированного двигателя 1 получает сигнал по линии связи от датчика оборотов 4, вступает в работу, стремясь восстановить исходные обороты, и производит через механизм дозирования топлива 20 изменение подачи топлива по заложенному в него закону:When the revolutions of the fan of the external circuit 5 change, the load removed from the free power turbine 2 changes, thereby violating the balance of the required and available power taken from the free power turbine 2, which leads to a tendency to change the speed of the output shaft of the mechanical power transmission 3 of the free power turbine . The fuel supply regulator 19 of the dual-circuit combined engine 1 receives a signal on the communication line from the speed sensor 4, enters into operation, trying to restore the original speed, and through the fuel metering mechanism 20 changes the fuel supply according to the law laid down in it:

nст=const=100%, где:n article = const = 100%, where:

nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine.

За счет этого, обороты свободной силовой турбины 2 двухконтурного комбинированного двигателя 1 всегда остаются постоянными независимо от изменения потребной мощности для привода вентилятора внешнего контура 5.Due to this, the revolutions of the free power turbine 2 of the dual-circuit combined engine 1 always remain constant regardless of the change in the required power for driving the external circuit fan 5.

Таким образом, предлагаемая силовая установка скоростного комбинированного вертолета обеспечивает независимое раздельное управление механической мощностью, передаваемой на привод несущего винта винтокрыла, и реактивной тягой двухконтурного комбинированного двигателя 1 в широком диапазоне их значений.Thus, the proposed power plant of a high-speed combined helicopter provides independent separate control of the mechanical power transmitted to the rotor rotor drive and the jet thrust of a dual-circuit combined engine 1 in a wide range of their values.

Аэродинамика несущего винта винтокрыла при полете на скорости более 400 км/час требует уменьшения оборотов несущего винта. Это требование обусловлено недопущением на наступающих лопастях выхода на скорость обтекания с числом М=1 и более (сверхзвуковое обтекание). Выполнение этого требования обеспечивается тем, что вариатор 14, входной неуправляемый вал 15 которого соединен с выходным неуправляемым валом 8 вариатора 6, а его выходной управляемый вал 16 соединен с устройством сцепления 13 редуктора 12 привода несущего винта винтокрыла. Вариатор 14 снабжен устройством управления 17 по сигналу воздушной скорости, поступающему по линии связи от вычислителя 21 воздушной скорости полета, который воспринимает от приемника воздушного давления 22 полное и статическое давление потока воздуха, в котором движется винтокрыл, вычисляет текущую воздушную скорость полета, вычисляет по заложенной в него программе потребные обороты несущего винта, соответствующие текущей скорости полета, и по линии связи, соединяющей вычислитель воздушной скорости полета 21 с устройством управления 17 вариатора 14, передает управляющий сигнал устройству управления 17 на соответствующее изменение передаточного отношения вариатора 14.The aerodynamics of the rotor rotor when flying at a speed of more than 400 km / h requires a decrease in the rotor speed. This requirement is due to the prevention on the advancing blades of access to the flow velocity with the number M = 1 or more (supersonic flow). This requirement is ensured by the fact that the variator 14, the input uncontrolled shaft 15 of which is connected to the output uncontrolled shaft 8 of the variator 6, and its output controlled shaft 16 is connected to the clutch 13 of the rotor rotor drive gear 12 of the rotorcraft. The variator 14 is equipped with a control device 17 according to the airspeed signal received via the communication line from the airspeed calculator 21, which receives from the air pressure receiver 22 the total and static pressure of the air flow in which the rotorcraft moves, calculates the current airspeed, calculates based on in the program, the required rotor speeds corresponding to the current flight speed, and along the communication line connecting the calculator of air speed 21 with the control device 17 VA riator 14, transmits a control signal to the control device 17 for a corresponding change in the gear ratio of the variator 14.

Фактическое значение передаточного отношения вариатора 14 определяется по отношению сигнала, поступающего с датчика оборотов 4 выходного вала передачи механической мощности 3 свободной силовой турбины 2 и сигнала датчика оборотов 18 выходного управляемого вала 16 вариатора 14. Устройство управления 17 вариатора 14 производит изменение передаточного отношения вариатора 14, что приводит к изменению оборотов выходного управляемого вала 16 вариатора 14 и, соответственно, к изменению оборотов привода несущего винта винтокрыла до значения, заданного вычислителем воздушной скорости полета 21, и осуществляет поддержание постоянным достигнутого текущего передаточного отношения вариатора 14 до появления нового управляющего сигнала. Управление вариатором 14 осуществляется по закону:The actual value of the gear ratio of the variator 14 is determined by the ratio of the signal from the speed sensor 4 of the output shaft of the mechanical power transmission 3 of the free power turbine 2 and the signal of the speed sensor 18 of the output controlled shaft 16 of the variator 14. The control device 17 of the variator 14 changes the gear ratio of the variator 14, which leads to a change in the revolutions of the output controlled shaft 16 of the variator 14 and, accordingly, to a change in the revolutions of the rotor drive of the rotorcraft to the value given about the calculator airspeed of flight 21, and maintains a constant achieved current gear ratio of the variator 14 until a new control signal. The control of the variator 14 is carried out according to the law:

Figure 00000004
Figure 00000004

где nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine;

nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator;

Vполета - текущее значение воздушной скорости полета.V flight - the current value of airspeed.

При изменении оборотов привода несущего винта изменяется величина нагрузки, снимаемой со свободной силовой турбины 2, и тем самым нарушается баланс потребной и располагаемой мощности, снимаемой со свободной силовой турбины 2, что приводит к появлению тенденции изменения оборотов выходного вала 3 передачи механической мощности свободной силовой турбины. Регулятор подачи топлива 19 двухконтурного комбинированного двигателя 1 получает сигнал по линии связи от датчика оборотов 4, вступает в работу, стремясь восстановить исходные обороты, и производит через механизм дозирования топлива 20 изменение подачи топлива по заложенному в него закону.When the rotor speed of the rotor drive changes, the load removed from the free power turbine 2 changes, and thereby the balance of the required and available power removed from the free power turbine 2 is violated, which leads to a tendency to change the speed of the output shaft 3 of the mechanical power transmission of the free power turbine . The fuel supply regulator 19 of the dual-circuit combined engine 1 receives a signal on the communication line from the speed sensor 4, enters into operation, trying to restore the original speed, and through the fuel metering mechanism 20 changes the fuel supply according to the law laid down in it.

nст=const=100%, n st = const = 100%,

где nст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine.

За счет этого обороты свободной силовой турбины 2 двухконтурного комбинированного двигателя 1 всегда остаются постоянными независимо от изменения потребной мощности, связанного с изменением оборотов несущего винта. Принцип управления вариаторами 6 и 14 с отказом от управления по прямому параметру «выходные обороты» и переходом на управление по параметру «отношение входных и выходных оборотов» в сочетании с управлением свободной силовой турбиной 2 традиционно по закону nст=const обусловлен тем, что любая система автоматического регулирования является колебательным звеном и при наличии в единой кинематической цепи от турбины двигателя до несущего винта трех регуляторов, а именно регулятора подачи топлива 19 комбинированного двигателя 1, устройства управления 11 вариатора 6, устройства управления 17 вариатора 14, осуществляющих регулирование по взаимозависимым параметрам «частота вращения» будет принципиально неустойчивой, так как регуляторы в процессе регулирования будут вмешиваться в- процесс регулирования друг друга. Это будет приводить к раскачке (автоколебаниям) системы и, соответственно, к автоколебаниям оборотов несущего винта. Переход на регулирование обоих вариаторов по безразмерному отношению входных и выходных оборотов, которое не зависит от частоты вращения их валов, обеспечивает устойчивую совместную работу трех указанных устройств управления в единой кинематической цепи силовой установки и, соответственно, устойчивость системы «двигатель-трансмиссия-несущий винт»Due to this, the revolutions of the free power turbine 2 of the dual-circuit combined engine 1 always remain constant regardless of the change in the required power associated with the change in the rotor speed. The principle of controlling variators 6 and 14 with the refusal to control according to the direct parameter “output revolutions” and the transition to control according to the parameter “ratio of input and output revolutions” in combination with the control of a free power turbine 2 is traditionally according to the law n st = const due to the fact that any the automatic control system is an oscillating link and if there is a single kinematic chain from the engine turbine to the rotor of three regulators, namely the fuel supply regulator 19 of the combined engine 1, the control device The control 11 of the variator 6, the control device 17 of the variator 14, which regulates according to interdependent parameters, the “speed” will be fundamentally unstable, since the regulators will intervene in the process of regulating each other during the regulation process. This will lead to a buildup (self-oscillation) of the system and, accordingly, to self-oscillation of the rotor speed. The transition to the regulation of both variators according to the dimensionless ratio of input and output revolutions, which does not depend on the speed of their shafts, ensures stable joint operation of these three control devices in a single kinematic circuit of the power plant and, accordingly, the stability of the engine-transmission-rotor system

Устройство сцепления 13 имеет два режима работы: режим « жестко сцеплено» и режим «расцеплено». Применение такого устройства на входе в редуктор 12 привода несущего винта обусловлено тем, что на больших скоростях полета винтокрыла, когда несущий винт практически полностью разгружен при создании необходимой вертикальной перегрузки и маневрировании винтокрыла несущий винт имеет склонность к самопроизвольной раскрутке. Для предотвращения раскрутки несущего винта устройство сцепления 13 на режимах полета со штатно работающим двухконтурным комбинированным двигателем 1 работает в режиме «жестко сцеплено» и имеет постоянную кинематическую связь несущего винта со свободной силовой турбиной 2 и вентилятором внешнего контура 5 двухконтурного комбинированного двигателя 1, обладающих большими полярными моментами инерции, что обеспечивает демпфирование режимов раскрутки несущего винта за счет жестко присоединенных инерционных масс. Кроме того, вентилятор внешнего контура 5, являясь потребителем мощности, будет препятствовать раскрутке несущего винта, потребляя энергию, вырабатываемую несущим винтом при его подкрутке набегающим воздушным потоком. Для обеспечения режима самовращения несущего винта в случае отказа двухконтурного комбинированного двигателя 1 устройство сцепления 13 по сигналу «отказ двигателя», поступающему в устройство сцепления 13 по управляющей линии от регулятора 19 двухконтурного комбинированного двигателя 1, переводится в режим «расцеплено».The clutch device 13 has two modes of operation: the mode is "rigidly coupled" and the mode is "disengaged". The use of such a device at the inlet of the rotor drive gearbox 12 is due to the fact that at high speeds the rotorcraft is flying, when the rotor is almost completely unloaded when creating the necessary vertical overload and maneuvering the rotorcraft, the rotor tends to spontaneously spin. To prevent the main rotor from spinning, the clutch device 13 in flight modes with a fully-functioning dual-circuit combined engine 1 operates in a “tightly coupled” mode and has a constant kinematic connection of the rotor with a free power turbine 2 and the external circuit fan 5 of the dual-circuit combined engine 1 having large polar moments of inertia, which provides damping of the modes of rotation of the rotor due to the rigidly attached inertial masses. In addition, the fan of the external circuit 5, being a power consumer, will prevent the main rotor from spinning, consuming the energy generated by the main rotor when it is twisted by the incoming air flow. To ensure the rotor self-rotation mode in the event of a failure of the dual-circuit combined engine 1, the clutch device 13 is transferred to the "disconnected" mode by the "engine failure" signal supplied to the clutch device 13 via a control line from the regulator 19 of the dual-circuit combined engine 1.

Совокупность признаков предлагаемой полезной модели позволяет осуществить решение поставленной задачи по обеспечению возможности независимого раздельного управления пропульсивной реактивной тягой, механической мощностью и частотой вращения привода несущего винта в диапазоне сочетаний значений этих параметров, требуемом для обеспечения всех эксплуатационных режимов полета скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) при обеспечении устойчивости системы «двигатель-трансмиссия-несущий винт» и предотвращении самопроизвольной раскрутки несущего винта при маневрировании.The totality of the features of the proposed utility model allows us to solve the problem of ensuring the possibility of independent separate control of propulsion jet propulsion, mechanical power and rotor drive rotational speed in the range of combinations of these parameters required to ensure all operational flight modes of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) while ensuring stability of the engine-transmission-rotor system and preventing spontaneous the main rotation of the rotor during maneuvering.

Claims (13)

Силовая установка скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла), содержащая трансмиссию, состоящую из редукторов и валов и не менее одного комбинированного двигателя, снабженного регулятором подачи топлива, обеспечивающего как создание пропульсивной реактивной тяги, так и привод с возможностью изменения частоты вращения несущего винта, отличающаяся тем, что комбинированный двигатель выполнен в виде двухконтурного комбинированного двигателя с вентилятором внешнего контура и свободной силовой турбиной, имеющей выходной вал передачи механической мощности, снабженный датчиком оборотов и вариатор вентилятора внешнего контура, имеющий один входной вал, соединенный с выходным валом передачи механической мощности свободной силовой турбины и два выходных вала, один из которых управляемый соединен с вентилятором внешнего контура, а другой неуправляемый, при этом вариатор вентилятора внешнего контура снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя, поступающему с органа управления комбинированным двигателем, редуктор привода несущего винта снабжен устройством сцепления и вариатором с входным неуправляемым валом и выходным управляемым валом, при этом входной неуправляемый вал соединен с выходным неуправляемым валом вариатора вентилятора внешнего контура, а выходной управляемый вал соединен с устройством сцепления, при этом вариатор снабжен датчиком оборотов выходного управляемого вала и устройством управления по сигналу воздушной скорости, поступающему от вычислителя воздушной скорости полета, кроме того, датчик оборотов выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины соединен с регулятором подачи топлива, устройством управления вариатором вентилятора внешнего контура и устройством управления вариатором, управление которым осуществляется по закону:The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft), comprising a transmission consisting of gearboxes and shafts and at least one combined engine equipped with a fuel supply regulator, providing both the creation of propulsive jet thrust and a drive with the ability to change the rotor speed, characterized in that the combined engine is made in the form of a dual-circuit combined engine with an external circuit fan and a free power turbine having an output shaft ne mechanical power supply unit equipped with a speed sensor and an external circuit fan variator, having one input shaft connected to the output shaft of the mechanical power transmission of a free power turbine and two output shafts, one of which is controlled is connected to the external circuit fan and the other is uncontrolled, while the variator the fan of the external circuit is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and a control device by a signal of the current value of the position of the control element of the traction control of the combined engine of the gearbox coming from the control unit of the combined engine, the rotor drive gearbox is equipped with a clutch device and a variator with an input uncontrolled shaft and an output controlled shaft, while the input uncontrolled shaft is connected to the output uncontrolled shaft of the external fan variator, and the output controlled shaft is connected to the clutch while the variator is equipped with a speed sensor of the output controlled shaft and a control device for the airspeed signal from the calculator air speed, in addition, the speed sensor of the output shaft of the mechanical power transmission of the free power turbine is connected to the fuel supply regulator, the control device of the variator fan of the external circuit and the control device of the variator, which is controlled by the law:
Figure 00000005
Figure 00000005
 гдеnст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine; nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator; Vполета - текущее значение воздушной скорости полета,V flight - the current value of the airspeed, а устройство управления по сигналу текущего значения положения органа управления тягой комбинированного двигателя управляет вариатором вентилятора внешнего контура по закону:and the control device by the signal of the current value of the position of the control element of the thrust of the combined engine controls the variator of the fan of the external circuit according to the law:
Figure 00000006
Figure 00000006
 гдеnст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины;where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine; nвых - обороты выходного управляемого вала вариатора;n o - revolutions of the output controlled shaft of the variator; α - текущее значение положения органа управления тягой двигателя,α is the current value of the position of the engine traction control, а регулятор подачи топлива комбинированного двигателя соединен линией связи с устройством сцепления и управляет оборотами выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины по закону:and the fuel supply regulator of the combined engine is connected by a communication line to the clutch device and controls the speed of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine according to the law: nст=const-100%, n st = const-100%, гдеnст - обороты выходного вала передачи механической мощности свободной силовой турбины.where n st - revolutions of the output shaft of the transmission of mechanical power of a free power turbine.
RU2017143792U 2017-12-14 2017-12-14 The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft) RU179890U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017143792U RU179890U1 (en) 2017-12-14 2017-12-14 The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017143792U RU179890U1 (en) 2017-12-14 2017-12-14 The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU179890U1 true RU179890U1 (en) 2018-05-28

Family

ID=62561275

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017143792U RU179890U1 (en) 2017-12-14 2017-12-14 The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU179890U1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2710839C1 (en) * 2018-12-14 2020-01-14 Николай Борисович Болотин Helicopter
RU203680U1 (en) * 2020-11-06 2021-04-15 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации POWER PLANT OF HIGH-SPEED COMBINED HELICOPTER (ROPE-WING)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2004074653A1 (en) * 2003-02-24 2004-09-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Compact compound engine package
US7147182B1 (en) * 2004-02-23 2006-12-12 Kenneth Warren Flanigan Gas-powered tip-jet-driven tilt-rotor compound VTOL aircraft
US20150203189A1 (en) * 2014-01-21 2015-07-23 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor moment feedback for stability augmentation
RU168554U1 (en) * 2016-10-04 2017-02-08 Сергей Викторович Михеев High-speed combined helicopter (rotorcraft)
RU2629475C1 (en) * 2016-03-15 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed turbofan combined helicopter

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2004074653A1 (en) * 2003-02-24 2004-09-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Compact compound engine package
US7147182B1 (en) * 2004-02-23 2006-12-12 Kenneth Warren Flanigan Gas-powered tip-jet-driven tilt-rotor compound VTOL aircraft
US20150203189A1 (en) * 2014-01-21 2015-07-23 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor moment feedback for stability augmentation
RU2629475C1 (en) * 2016-03-15 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed turbofan combined helicopter
RU168554U1 (en) * 2016-10-04 2017-02-08 Сергей Викторович Михеев High-speed combined helicopter (rotorcraft)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2710839C1 (en) * 2018-12-14 2020-01-14 Николай Борисович Болотин Helicopter
RU203680U1 (en) * 2020-11-06 2021-04-15 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации POWER PLANT OF HIGH-SPEED COMBINED HELICOPTER (ROPE-WING)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2473454C2 (en) High-speed hybrid large-range helicopter
US8998127B2 (en) Pre-landing, rotor-spin-up apparatus and method
EP3564122B1 (en) Hybrid tiltrotor drive system
US9022313B2 (en) Rotor unloading apparatus and method
RU2445236C2 (en) High-speed long-range hybrid helicopter with optimised rotor
US8568096B2 (en) Drive control and regulation method and system for a hybrid helicopter
JP4681048B2 (en) Variable transmission for rotorcraft
CN102267561B (en) Method of operating and controlling the deflection angle of a control surface of a hybrid helicopter
US4648797A (en) Torque control system
CN106275411B (en) It adjusts for rotor blade aircraft with there are three the methods of the power-equipment of engine
US8651811B2 (en) Control logic for a propeller system
US20160083085A1 (en) Electrified rotorcraft
US20050151001A1 (en) Compound helicopter
US11001374B2 (en) System and method for vertical take-off in an autogyro
RU179890U1 (en) The power plant of a high-speed combined helicopter (rotorcraft)
RU2636826C1 (en) High-speed helicopter with crossed screws
US20130134253A1 (en) Power Rotor Drive for Slowed Rotor Winged Aircraft
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
CN209757523U (en) MIMO power system for unmanned rotary wing aircraft
US20180178908A1 (en) Device for regulating the speed of rotation of a gas generator shaft of a rotorcraft turboshaft engine, a rotorcraft provided with such a device, and an associated method of regulation
US20200130822A1 (en) Helicopter Using Electric Propeller Torque Arm As Power Source Driving Main Rotor
EP0092500A2 (en) Helicopter engine torque compensator
US9944388B2 (en) Rotorcraft state control
RU127364U1 (en) SPEED COMBINED HELICOPTER
EP4101755B1 (en) Supplemental engine power control