RU180939U1

RU180939U1 - HELICOPTER STEERING DEVICE

Info

Publication number: RU180939U1
Application number: RU2018100201U
Authority: RU
Inventors: Александр Иванович Попов; Игорь Георгиевич Писков; Владимир Алексеевич Никифоров; Борис Петрович Соболь; Людмила Ивановна Шутова; Евгений Алексеевич Мельников; Виктор Павлович Вагис
Original assignee: Александр Иванович Попов
Priority date: 2018-01-10
Filing date: 2018-01-10
Publication date: 2018-06-29

Abstract

Полезная модель относится к области авиации и может быть использована в качестве транспортного средства в народном хозяйстве. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления. Технический результат достигается тем, что предложенное устройство рулевого винта вертолета характеризуется тем, что в туннеле фюзеляжа вертолета расположен рулевой винт, соосная с ним турбина, связанная своим входом с выходом составного реактивного сопла с эжекторной насадкой, вход реактивного сопла соединен через циклический клапан с трактом горячего сжатого газа компрессора двигателя вертолета, а вход насадки соединен каналом с атмосферой.The utility model relates to the field of aviation and can be used as a vehicle in the national economy. The technical result is the expansion of the arsenal of technical means for compensating the rotor moment and directional control. The technical result is achieved by the fact that the proposed device for the tail rotor of a helicopter is characterized by the fact that in the tunnel of the fuselage of the helicopter there is a tail rotor, a turbine coaxial with it, connected by its input to the output of the composite jet nozzle with an ejector nozzle, the input of the jet nozzle is connected through a cyclic valve to the hot path compressed gas of the helicopter engine compressor, and the nozzle inlet is connected to the atmosphere by a channel.

Description

Полезная модель относится к области авиации и может быть использована в качестве транспортного средства в народном хозяйстве. Соблюдение всех норм авиаперевозки позволит использование предложенной модели как транспортного авиаперевозчика в более узком диапазоне, не расширяя ее возможности эксплуатации в целях безопасности.The utility model relates to the field of aviation and can be used as a vehicle in the national economy. Compliance with all air transportation standards will allow the use of the proposed model as a transport air carrier in a narrower range, without expanding its operational capabilities for security purposes.

Известны вертолеты традиционной, наиболее распространенной в мире, одновинтовой классической схемы- это российские модели МИ- 2, МИ- 8, иностранного производства, например, США модель фирмы Bell типа UH-1 Iroquois, модель 407, модели фирмы Сикорского S-70C, S-76 Spirit, производства Великобритании- Westland Lynx, Италии- Agusta А. 109 и другие.There are known helicopters of the traditional, most widespread in the world, single-rotor classic design - these are Russian models of MI-2, MI-8, of foreign manufacture, for example, the USA model of the company Bell type UH-1 Iroquois, model 407, models of the company Sikorsky S-70C, S -76 Spirit, manufactured in Great Britain - Westland Lynx, Italy - Agusta A. 109 and others.

Традиционный рулевой винт расположенный на балке обладает целым рядом недостатков. Недостатками машин классической схемы являются во-1х, затраты мощности для компенсации реактивного момента, которые составляют около 10% мощности, потребной для вращения несущего винта на режиме висения. При разворотах на висении, особенно на высотах статического потолка и режимах вертикального подъема эти затраты могут достигать 20% и более. Для разгрузки рулевого винта в горизонтальном полете и повышения транспортной эффективности, а также для повышения путевой устойчивости применяют киль, имеющий несимметричный профиль. Но обдувка киля и хвостовой балки потоком от рулевого винта увеличивает потребную тягу. Вредная поперечная сила, создаваемая килем, может достигать 10-15% тяги рулевого винта. В результате влияния оперения растут затраты мощности, необходимые для обеспечения путевой балансировки вертолета. Плюс прочностные ограничения, накладываемые на рулевой винт и его трансмиссию, приводят к ограничениям по скорости разворота на висении и бокового полета. На высоких скоростях рулевой винт создает значительное вредное сопротивление. В горизонтальном полете рулевой винт работает в сложных условиях, когда помимо внешнего воздушного потока на него воздействует спутная струя и вихри несущего винта и фюзеляжа, что приводит к появлению знакопеременных нагрузок. Кроме того, традиционный рулевой винт является источником звуковых колебаний повышенной частоты. Наконец, размещение рулевого винта оказалось небезопасным при полетах вблизи препятствий и во время вращения винтов на земле. По разным источникам, каждая седьмая авария (катастрофа) происходит из-за повреждений рулевого винта при столкновении с препятствиями (провода, ЛЭП, деревья, кустарники, здания и т.п.) или попадании посторонних предметов. (См. Вертолетные заметки Евгения Матвеева. Livejournal, October 3rd, 2013).A traditional beam-mounted tail rotor has a number of disadvantages. The disadvantages of the machines of the classical scheme are: 1x, power consumption for reactive torque compensation, which is about 10% of the power required to rotate the rotor in hover mode. When hovering, especially at heights of the static ceiling and vertical lift modes, these costs can reach 20% or more. To unload the tail rotor in horizontal flight and increase transport efficiency, as well as to increase the directional stability, a keel with an asymmetric profile is used. But blowing the keel and tail boom from the tail rotor increases the required thrust. The harmful lateral force generated by the keel can reach 10-15% of the tail rotor thrust. As a result of the influence of plumage, the power costs necessary to ensure the directional balancing of the helicopter are increasing. Plus, the strength limitations imposed on the tail rotor and its transmission lead to restrictions on the speed of rotation on hovering and side flight. At high speeds, the tail rotor creates significant harmful resistance. In horizontal flight, the tail rotor operates in difficult conditions when, in addition to the external air flow, it is affected by a satellite jet and rotors of the rotor and fuselage, which leads to the appearance of alternating loads. In addition, the traditional tail rotor is a source of high frequency sound vibrations. Finally, the placement of the tail rotor was unsafe when flying near obstacles and during the rotation of the propellers on the ground. According to various sources, every seventh accident (disaster) occurs due to damage to the tail rotor in the event of a collision with obstacles (wires, power lines, trees, shrubs, buildings, etc.) or the ingress of foreign objects. (See Helicopter Notes by Evgeny Matveev. Livejournal, October 3rd, 2013).

Известны вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом производства Франции такие модели как Eurocopter ТС 135/ ЕС 120, российский вертолет КА-62, американский RAH-66, японский ОН-Х, у которых рулевой винт расположен в кольце на хвостовой балке.Famous single-rotor helicopters with a tail rotor made in France are such models as the Eurocopter TS 135 / EC 120, the Russian helicopter KA-62, the American RAH-66, the Japanese OH-X, in which the tail rotor is located in the ring on the tail boom.

Расположенный в кольце рулевой винт обеспечивает безопасность на висении у земли для работ обслуживающего персонала, особенно в условиях плохой видимости (ночью, в туман, дождь, снег); отсутствие вибраций во всем диапазоне высот и скоростей полета. По результатам многочисленных научных исследований расположенный в кольце рулевой винт эффективен при оптимальном выборе параметров кольца, его кпд значительно выше, чем кпд традиционного рулевого винта, а габариты меньше. В горизонтальном полете без угла скольжения винт в кольце работает практически в условиях работы на месте и некоторая доля боковой силы создается профилированной входной частью туннеля кольца. В горизонтальном полете винт в кольце значительно разгружается и потребляет меньшую мощность, чем традиционный рулевой винт (выигрыш - около 2% полной мощности). Основное преимущество «винта в кольце» - уменьшение турбулентности и срыва вихрей, которые происходят на лопастях винта. Сам агрегат винт в кольце становится более аэродинамически эффективным путем уменьшения сопротивления и шума, а также значительного снижения вибраций. Модель «вертолета-стелс» RAH-66 Comanche оборудована «винтом в кольце», чтобы максимально затруднить обнаружение, поскольку основной шум, создаваемый вертолетом, как правило, приходит от рулевого винта.The steering screw located in the ring ensures safety when hanging off the ground for maintenance personnel, especially in conditions of poor visibility (at night, in fog, rain, snow); lack of vibration over the entire range of altitudes and flight speeds. According to the results of numerous scientific studies, the tail rotor located in the ring is effective with the optimal choice of ring parameters, its efficiency is much higher than that of the traditional tail rotor, and the dimensions are smaller. In a horizontal flight without a sliding angle, the screw in the ring works practically under on-site conditions and a certain proportion of lateral force is created by the profiled inlet of the ring tunnel. In horizontal flight, the screw in the ring is significantly unloaded and consumes less power than a traditional tail rotor (gain - about 2% of full power). The main advantage of the “screw in the ring” is the reduction of turbulence and disruption of the vortices that occur on the blades of the screw. The screw assembly in the ring itself becomes more aerodynamically efficient by reducing drag and noise, as well as significantly reducing vibration. The stealth helicopter model RAH-66 Comanche is equipped with a “screw in the ring” to make detection as difficult as possible, since the main noise generated by a helicopter usually comes from the tail rotor.

Известен одновинтовой вертолет HI 55, принятый за прототип, который конструктивно имеет хвостовую балку с рулевым винтом в кольце.Known single-rotor helicopter HI 55, adopted for the prototype, which structurally has a tail boom with a tail rotor in the ring.

Недостатком устройства в известных схемах вертолета с рулевым винтом в кольце является расположение винта на конце хвостовой балки. Такое расположение не позволяет получить толщину кольца с аэродинамическим профилированием эффективной компенсации боковой силы, а также достичь оптимального выбора параметров (глубина, расположение плоскости винта в туннеле кольца, геометрия тоннеля до и после плоскости винта). Спутная струя и вихри несущего винта и фюзеляжа полем высокочастотных скоростей ухудшают характеристики винта в кольце при обдуве, что приводит к появлению знакопеременных нагрузок. Перечисленные недостатки можно в значительной степени преодолеть изменением расположения рулевого винта в кольце, однако этому препятствует нецелесообразность общей компоновки и отсутствие достаточной мощности силовой установки для компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.The disadvantage of the device in the known schemes of a helicopter with a tail rotor in the ring is the location of the screw at the end of the tail boom. This arrangement does not allow to obtain the thickness of the ring with aerodynamic profiling of effective compensation of lateral force, as well as to achieve the optimal choice of parameters (depth, location of the plane of the screw in the tunnel of the ring, the geometry of the tunnel before and after the plane of the screw). A satellite stream and rotors of the rotor and the fuselage by the field of high-frequency speeds worsen the characteristics of the rotor in the ring when blowing, which leads to the appearance of alternating loads. These shortcomings can be largely overcome by changing the location of the tail rotor in the ring, however, this is hindered by the inappropriateness of the general layout and the lack of sufficient power of the power plant to compensate for the reactive moment of the rotor of the helicopter.

Техническим результатом является расширение арсенала технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления, правильный выбор и расположение агрегатов составного реактивного сопла увеличивает импульс силы и присоединенную массу, используя сумму сил давления скоростного напора несущего винта и выхлопных газов в сумме с пониженным давлением (часть вакуумного разрежения) в тракте составного реактивного сопла при работе циклического клапана, и в конечном счете увеличению тяги рулевого винта. Перечисленные параметры позволяют изменить расположение рулевого винта относительно оси несущего винта.The technical result is the expansion of the arsenal of technical means for compensating the rotor moment and directional control, the correct selection and arrangement of the components of the composite jet nozzle increases the force momentum and the attached mass, using the sum of the pressure forces of the main rotor pressure and exhaust gases in total with reduced pressure (part of the vacuum ) in the path of the composite jet nozzle during operation of the cyclic valve, and ultimately increase the tail rotor thrust. These parameters allow you to change the location of the tail rotor relative to the axis of the rotor.

Технический результат достигается тем, что предложенное устройство рулевого винта вертолета характеризуется тем, что в туннеле фюзеляжа вертолета расположен рулевой винт, соосная с ним турбина, связанная своим входом с выходом составного реактивного сопла с эжекторной насадкой, вход реактивного сопла соединен через циклический клапан с трактом горячего сжатого газа компрессора двигателя вертолета, а вход насадки соединен каналом с атмосферой.The technical result is achieved by the fact that the proposed device for the tail rotor of a helicopter is characterized by the fact that in the tunnel of the fuselage of the helicopter there is a tail rotor, a turbine coaxial with it, connected by its input to the output of the composite jet nozzle with an ejector nozzle, the input of the jet nozzle is connected through a cyclic valve to the hot path compressed gas of the helicopter engine compressor, and the nozzle inlet is connected to the atmosphere by a channel.

На фиг. 1 приведено расположение агрегатов устройства рулевого винта в фюзеляже вертолета (вид сзади в разрезе а-а). Пунктиром показан циклический клапан в положении «закрыто».In FIG. 1 shows the location of the tail rotor device assemblies in the fuselage of the helicopter (rear view in section aa). The dashed line shows the cyclic valve in the closed position.

На фиг. 2 представлена модель вертолета (вид спереди и вид сверху), у которого устройство рулевого винта расположено в туннеле фюзеляжа вертолета.In FIG. 2 shows a helicopter model (front view and top view), in which the tail rotor device is located in the helicopter fuselage tunnel.

В туннеле 1 фюзеляжа 2 вертолета (фиг. 2) расположен рулевой винт 3 соосная с ним турбина 4 (фиг. 1), связанная своим входом 5 с выходом 6 составного реактивного сопла 7 (СРС) с эжекторной насадкой 8, вход 9 реактивного сопла 7 соединен через циклический клапан 10 с трактом 11 горячего сжатого газа 12 компрессора двигателя 13 вертолета (фиг. 2), а вход 14 насадки 8 соединен каналом 15 с атмосферой 16. К рулевому винту 3 подключен укороченный вал 17 привода от двигателя 2.In the tunnel 1 of the fuselage 2 of the helicopter (Fig. 2), there is a tail rotor 3, a turbine 4 coaxial with it (Fig. 1), connected by its input 5 to the output 6 of the composite jet nozzle 7 (CPC) with the ejector nozzle 8, the input 9 of the jet nozzle 7 connected through a cyclic valve 10 to the path 11 of the hot compressed gas 12 of the compressor of the engine 13 of the helicopter (Fig. 2), and the input 14 of the nozzle 8 is connected by a channel 15 to the atmosphere 16. A shortened shaft 17 of the drive from the engine 2 is connected to the tail rotor 3.

При работе силовой установки, когда прокручивается несущий винт, сжатый горячий газ 12 компрессора левого двигателя 2 (фиг. 1) проходит агрегаты и направляется в конце концов на турбину 4, которая помогает раскручивать винт 3 в туннеле 1 вместе с валом привода 17 от двигателя 13, работает циклический клапан 10, создается тяга рулевого винта 3 в туннеле 1, компенсируется реактивный момент несущего винта (НВ) и имеется запас мощности для путевого управления вертолетом.During operation of the power plant, when the main rotor is scrolled, the compressed hot gas 12 of the compressor of the left engine 2 (Fig. 1) passes through the units and is finally sent to the turbine 4, which helps to unscrew the screw 3 in the tunnel 1 together with the drive shaft 17 from the engine 13 , the cyclic valve 10 is operating, the tail rotor 3 thrust is created in the tunnel 1, the main rotor reactive torque (HB) is compensated, and there is a power reserve for the directional control of the helicopter.

Цикличность работы клапана 10 можно рассмотреть так, что, начиная с некоторого момента скорость движения воздуха в канале 15 и сжатого газа 12 в эжекторной насадке 8 не поддерживается подачей газа 12 клапаном 10 из сопла 7, которая к концу истечения уменьшается, и удаление из насадки массы газа происходит быстрее, чем поступление сжатого газа 12 из сопла 7. Тогда под действием разрежения, образующегося на входной кромке эжекторной насадки 8 и в полости 18, в насадок 8 через вход 14 устремляется масса воздуха 16 по каналу 15, которая движется вслед за удаляющимися порциями 19 газа из эжекторной насадки 8. Кроме того, действие скоростного напора НВ дополнительно «проталкивает» по каналу 15 массу смешанного газа с другими термодинамическими параметрами относительно сжатого газа 12 из окружающего атмосферного воздуха 16 и выхлопных газов двигателей 13. Последовательное присоединения масс по каналу 15 к массе сжатого газа 12, которое по своему механизму принципиально отличается от эжекции в виде турбулентного захвата и дальнейшего смешения и представляет собой взаимодействие разделенных масс типа газового поршня и выталкиваемого или втекающего воздуха. Такой процесс не основан на трении газовых потоков с большими потерями, однако он связан с образованием волн давления и разрежения и волновыми потерями (см. открытие В.Н. Челомей, О.И. Кудрин, А.В. Квасников. Номер и дата приоритета: №314 от 2 июля 1951 г.).The cyclicity of the valve 10 can be considered so that, starting from a certain moment, the air velocity in the channel 15 and the compressed gas 12 in the ejector nozzle 8 is not supported by the gas supply 12 by the valve 10 from the nozzle 7, which decreases by the end of the flow, and the mass is removed from the nozzle of gas occurs faster than the arrival of compressed gas 12 from the nozzle 7. Then, under the action of the vacuum generated at the inlet edge of the ejector nozzle 8 and in the cavity 18, air mass 16 rushes into the nozzles 8 through the inlet 14 through the channel 15, which moves after in portions of gas 19 from the ejector nozzle 8. In addition, the action of the high-speed pressure НВ additionally “pushes” along the channel 15 the mass of mixed gas with other thermodynamic parameters relative to the compressed gas 12 from the ambient air 16 and the exhaust gases of the engines 13. Sequential connection of the masses through the channel 15 to the mass of compressed gas 12, which in its mechanism is fundamentally different from ejection in the form of turbulent capture and further mixing and represents the interaction of separated masses type a gas piston and expelled or inflowing air. Such a process is not based on friction of gas flows with large losses, but it is associated with the formation of pressure and rarefaction waves and wave losses (see discovery by V.N. Chelomey, OI Kudrin, A.V. Kvasnikov. Number and date of priority : No. 314 of July 2, 1951).

В номинальном режиме работы несущий винт вертолета создает скоростной напор и перепад давления на входе в диффузор эжекторной насадки 8, который при переходе конечной величины массы (порций) смеси выхлопных газов и атмосферного воздуха 16 внутрь диффузора эжекторной насадки 8 добавляет скорость движения к порциям горячей массы 12 компрессора двигателя 13 и циклическая струя приобретает суммарный импульс силы на выходе 6 СРС и входе 5 в турбину 4, которая придает винту 3 требуемую тягу, превышающую тягу традиционого рулевого винта.In the nominal operating mode, the rotor of the helicopter creates a high-pressure head and a pressure drop at the inlet of the ejector nozzle 8 diffuser, which, when the final mass (portion) of the mixture of exhaust gases and atmospheric air 16 passes into the ejector nozzle 8 diffuser, adds the speed to the hot mass 12 engine compressor 13 and the cyclic jet acquires a total momentum of force at the output 6 of the CPC and the input 5 to the turbine 4, which gives the propeller 3 the required thrust that exceeds the thrust of a traditional tail rotor.

В процессе с циклической активной струей ускорение присоединяемой массы воздуха обеспечивает неуравновешенная сила давления атмосферы при восстановлении равновесного состояния в эжекторной насадке 8, нарушаемого воздействием газовой массы 12 каждого импульса циклической активной струи. Причем присоединяемый воздух 16 по каналу 15 в этом процессе ускоряется вслед за массой импульсов сжатого газа 12, практически, без смешения с ними.In the process with a cyclic active jet, acceleration of the attached mass of air provides an unbalanced pressure force of the atmosphere when the equilibrium state is restored in the ejector nozzle 8, which is disturbed by the gas mass 12 of each pulse of the cyclic active jet. Moreover, the connected air 16 through the channel 15 in this process is accelerated after the mass of pulses of the compressed gas 12, practically without mixing with them.

В предлагаемой схеме траектории движения масса воздуха, отбрасываемая НВ вертолета, уже не уравновешена, двигается с ускорением при проходе в эжекторную насадку 8. Получаемая в результате последовательного присоединения к массе газа 12 и ускорения массы 16 атмосферного воздуха объединенная масса реактивной струи, истекающая из эжекторной насадки 8, воздействует на лопатки турбины 4, создавая на ее валу суммарный момент, требуемый от активной струи с потенциальной энергией рабочего тела при расширении.In the proposed scheme of the trajectory of motion, the air mass discharged by the NV helicopter is no longer balanced, it moves with acceleration when passing into the ejector nozzle 8. Obtained as a result of sequential attachment to the mass of gas 12 and acceleration of the mass of 16 atmospheric air the combined mass of the jet flowing out of the ejector nozzle 8, acts on the blades of the turbine 4, creating on its shaft the total moment required of the active jet with the potential energy of the working fluid during expansion.

Внешние газовые массы 16 по каналу 15 при восстановлении равновесного состояния, нарушенного «газовым поршнем», «вдавливаются» в эжекторную насадку 8, ускоряясь вслед за ним. При этом тепловая энергии внешних газовых масс (находящихся вне насадка в равновесном состоянии) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, состоящего из этих масс. Причем «газовый поршень» 19 не тратит своей энергии на ускорение присоединяемых газовых масс, потому что при оптимальных геометрических пропорциях и термодинамических параметрах процесса они движутся раздельно - вслед друг за другом практически без смешения и трения. Кроме того, истечение газовой массы «поршней» 19 происходит в область с пониженным давлением (по сравнению с давлением газовых масс вне эжекторной насадки 8), которая образуется в эжекторной насадке 8 за счет ускорения внешних газовых масс атмосферы 16, уже присоединенных в предыдущем периоде, при этом тяга реактивного сопла СРС 7 увеличивается (см. RU 2188960. БИ 2002, №25. Б.М. Кондратов или Ф.А. Слободкина, А.В. Евтюхин. Теоретическое исследование импульсного эжектора как устройства увеличения тяги авиационного двигателя, ж. Авиационно-космическая техника и технология. 2003. Вып. 8 (43) с. 31-34) или Ханталин Д.С. Влияние взаимодействия масс газа на тяговую эффективность пульсирующих двигателей pdf.technomag.bmstu.ru>doc/522954.html)External gas masses 16 through channel 15, when the equilibrium state is violated, which is violated by the “gas piston”, is “pressed” into the ejector nozzle 8, accelerating after it. In this case, the thermal energy of the external gas masses (located outside the nozzle in an equilibrium state) is converted into the kinetic energy of the gas stream consisting of these masses. Moreover, the “gas piston" 19 does not spend its energy on accelerating the attached gas masses, because with optimal geometric proportions and thermodynamic process parameters, they move separately - after each other with virtually no mixing and friction. In addition, the outflow of the gas mass of the "pistons" 19 occurs in the region with reduced pressure (compared with the pressure of the gas mass outside the ejector nozzle 8), which is formed in the ejector nozzle 8 due to the acceleration of the external gas masses of the atmosphere 16, already connected in the previous period, while the thrust of the jet nozzle СРС 7 increases (see RU 2188960. BI 2002, No. 25. B. M. Kondratov or F. A. Slobodkina, A. V. Evtyukhin. Theoretical study of a pulsed ejector as a device for increasing the thrust of an aircraft engine, w Aerospace those Khnik and Technology. 2003. Issue 8 (43) p. 31-34) or Khantalin D.S. The influence of the interaction of gas masses on the traction efficiency of pulsating engines pdf.technomag.bmstu.ru> doc / 522954.html)

Расположение агрегатов 8, 7, 10, 14 составного реактивного сопла СРС позволяет иметь присоединенную массу, используя сумму сил давления сжатого газа 12 компрессора двигателя 13 силовой установки вертолета, от скоростного напора канала 15 несущего винта и от пониженного давления (часть вакуумного разрежения) в полости 18 между газовыми поршнями 19, в тракте составного реактивного сопла при работе циклического клапана 10. При этом улучшается общий термодинамический цикл расширения объемов поступающего горячего сжатого газа 12 непосредственно по выходному тракту 11 из компрессора левого двигателя 13, но и свободной присоединяемой выхлопной горячей массы газа двигателей. Общая масса газа от этого суммирования приводит к приросту тяги винта 3 в туннеле 1 по сравнению с наличием массы и тягой только за счет пониженного давления 18 между циклическими поршнями 19.The location of the aggregates 8, 7, 10, 14 of the composite nozzle of the CPC allows you to have an attached mass, using the sum of the pressure forces of compressed gas 12 of the compressor of the engine 13 of the helicopter power plant, from the pressure head of the main rotor channel 15 and from the reduced pressure (part of the vacuum vacuum) 18 between the gas pistons 19, in the path of the composite jet nozzle during operation of the cyclic valve 10. This improves the overall thermodynamic cycle of expanding the volumes of incoming hot compressed gas 12 directly at the driving path 11 from the compressor of the left engine 13, but also the free attached exhaust hot gas mass of the engines. The total mass of gas from this summation leads to an increase in the thrust of the screw 3 in the tunnel 1 in comparison with the presence of mass and thrust only due to the reduced pressure 18 between the cyclic pistons 19.

Отбираемая мощность компрессора двигателя 13 используется при преобразовании массы газа 12 с ее термодинамическими параметрами в тягу винта 3 в туннеле 1 для компенсации реактивного момента НВ и рулевого управления потоком 20 через туннель 1.The selected power of the compressor of the engine 13 is used when converting the mass of gas 12 with its thermodynamic parameters to the thrust of the screw 3 in the tunnel 1 to compensate for the reactive torque of the HB and steering flow 20 through the tunnel 1.

Кроме компенсации реактивного момента, винт в туннеле используется для путевого управления через механизм изменения шага (углов установки лопастей) винта, изменяется величина силы относительно вертикальной оси, осуществляется путевое управление. При необходимости пилот может воспользоваться управлением поворотного киля 21.In addition to reactive moment compensation, the screw in the tunnel is used for directional control through a mechanism for changing the pitch (installation angles of the blades) of the screw, the magnitude of the force changes relative to the vertical axis, and the directional control is carried out. If necessary, the pilot can use the control of the keel 21.

Предложенная модель позволяет получить сопутствующие расширению арсенал технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления преимущества такие свойства, как расположение рулевого винта в туннеле фюзеляжа (фиг. 2), обеспечение необходимой глубины тоннеля для оптимального расположения винта внутри тоннеля с минимальными гидравлическими потерями входа и выхода из туннеля, уменьшение знакопеременных нагрузок на рулевой винт в туннеле, расположенного на меньшем радиусе от оси общей тяги, в поле меньших скоростей несущего винта.The proposed model makes it possible to obtain advantages related to expanding the arsenal of main rotor torque compensation and track control advantages such properties as the location of the tail rotor in the fuselage tunnel (Fig. 2), providing the necessary tunnel depth for the optimal position of the screw inside the tunnel with minimal hydraulic input and output losses from the tunnel, reducing alternating loads on the steering rotor in a tunnel located at a smaller radius from the axis of the general thrust, in the field of lower speeds rotor.

Claims

Helicopter tail rotor device, characterized in that a tail rotor is located in the helicopter fuselage tunnel, a turbine coaxial with it, connected by its input to the output of the composite jet nozzle with an ejector nozzle, the jet nozzle inlet is connected through a cyclic valve to the hot compressed gas path of the helicopter engine compressor, and the nozzle entrance is connected to the atmosphere by a channel.