RU2089455C1

RU2089455C1 - Helicopter

Info

Publication number: RU2089455C1
Application number: RU93003354/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Лазаревич Дученко
Original assignee: Александр Лазаревич Дученко
Priority date: 1993-01-18
Filing date: 1993-01-18
Publication date: 1997-09-10

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: helicopter includes fuselage made in form of wing whose span is lesser than chord of its profile; wing is ellipsoid in cross section and is provided with stall fence located in vertical plane. Vertical tail consists of control surface - direction stabilizer which is rotatable through angle of control and about construction line in vertical transverse plane. Wing consists of two half-wings articulated in center section (fuselage); they may change angle of attack of up to 90 deg. EFFECT: enhanced reliability. 2 dwg

Description

Изобретение относится к вертолетостроению и касается устройства корпуса вертолета. The invention relates to helicopter engineering and relates to a helicopter housing device.

Известен вертолет (1), характерной особенностью которого является поворотное крыло 1 и киль 19, наличие толкающего винта, использование подъемного винта на подъеме и спуске, его флигирование в горизонтальном полете вдоль строительной оси корпуса. Known helicopter (1), a characteristic feature of which is the rotary wing 1 and keel 19, the presence of a pushing screw, the use of a lifting screw on the rise and descent, its ligation in horizontal flight along the building axis of the hull.

К недостаткам этого летательного аппарата (ЛА везде по тексту) относится следующее:
1. Толкающий винт 7 требует большой мощности двигателя. Для передачи этой мощности вал 96 фиг.16 должен иметь большой запас прочности и, как следствие, большой вес. А поскольку большой вес вала требует уменьшения оборотов из-за угрозы разрушения ЛА вибрацией, то необходима установка двух мощных редукторов: одного на выходе двигателя (понижающего) и повышающего перед втулкой винта 7, оба редуктора имеют большой вес. Сам винт 7, это не легкий рулевой винт вертолета, потребляющий до 15% мощности двигателя, а самолетный винт, обладающий значительным весом. Итак, все перечисленное имеет большой вес, вращается и находится на значительном расстоянии от центра тяжести ЛА.The disadvantages of this aircraft (aircraft everywhere in the text) include the following:
1. The pushing screw 7 requires high engine power. To transmit this power, the shaft 96 of Fig.16 must have a large margin of safety and, as a consequence, a large weight. And since the large weight of the shaft requires a reduction in speed due to the threat of destruction of the aircraft by vibration, it is necessary to install two powerful gearboxes: one at the motor output (lowering) and raising screw 7 in front of the hub, both gearboxes are heavy. Screw 7 itself is not a light helicopter tail rotor, consuming up to 15% of engine power, but an airplane propeller, which has significant weight. So, all of the above has a large weight, rotates and is at a considerable distance from the center of gravity of the aircraft.

Из изложенного выше следует вывод: задняя часть фюзеляжа (хвостовая балка) ЛА должна иметь повышенную прочность и дополнительный вес. Это все противоречит требованиям экономики. А общее смещение центра тяжести ЛА к его хвосту из-за утяжеления хвостовой части придает устойчивую склонность ЛА входить в плоский штопор, это уже небезопасность полета. Известно, например, что у вертолета типового хвостовой винт сравнительно легкий и обороты его ниже, и, тем не менее, при разрушении одной из лопастей из-за вибрации разрушается вся хвостовая балка. А в этой конструкции ЛА угрожающие факторы на порядок выше из-за большой мощности, передаваемой на винт, и веса узлов. The conclusion follows from the above: the rear of the fuselage (tail boom) of the aircraft should have increased strength and additional weight. This all contradicts the requirements of the economy. And the general shift of the center of gravity of the aircraft to its tail due to the weight of the tail end gives the aircraft a stable tendency to enter a flat corkscrew, which is already flight insecurity. It is known, for example, that in a helicopter a typical tail rotor is relatively light and its speed is lower, and, nevertheless, when one of the blades is destroyed due to vibration, the entire tail boom is destroyed. And in this aircraft design, threatening factors are an order of magnitude higher due to the large power transmitted to the propeller and the weight of the nodes.

2. Несущие части ЛА подъемный винт 8 и крыло 1 в динамике полета задают вопросы, на которые нет благоприятных ответов. Например, из-за невозможности фиксации концов лопастей винта 8 во флюгерном положении последние в полете будут находится в колебательном движении в горизонтальной плоскости при любой их жесткости, хотя бы за счет люфтов. При развороте ЛА в любую сторону лопасть, смотрящая вперед, вначале будет препятствовать развороту, изгибаясь в противоположную сторону, создавая дестабилизирующий момент. Учитывая размеры вертикального плеча от центра тяжести ЛА и горизонтального, величину площади лопасти, можно с уверенностью сказать, что она существенно осложнит управление. 2. Bearing parts of the aircraft, the lifting screw 8 and wing 1 in flight dynamics ask questions for which there are no favorable answers. For example, due to the impossibility of fixing the ends of the blades of the screw 8 in the vane position, the latter in flight will be in vibrational motion in the horizontal plane at any rigidity, at least due to backlash. When the aircraft is turned in any direction, the blade looking forward will initially prevent the turn, bending in the opposite direction, creating a destabilizing moment. Given the size of the vertical shoulder from the center of gravity of the aircraft and the horizontal, the size of the area of the blade, we can say with confidence that it will significantly complicate the management.

3. Сложность систем управления подъемным винтом, крылом, механизацией киля 19 и винта 7, которая поражает снижение надежности и делает трудоемкой эксплуатацию. 3. The complexity of the control systems of the lifting screw, wing, mechanization of the keel 19 and screw 7, which affects the decrease in reliability and makes labor-intensive operation.

4. Корпус вертолета не несет полезной аэродинамической нагрузки, не создает подъемной силы. 4. The body of the helicopter does not carry a useful aerodynamic load, does not create lift.

5. При отказе механизма управления крылом экипаж не в состоянии управлять им. 5. In case of failure of the wing control mechanism, the crew is not able to control it.

Представленный комбинированный вертолет с несущим корпусом (2) обладает существенными недостатками:
1. Сложность размещения полезной нагрузки из-за невозможности размещения ее у центра тяжести, так как пространство занято движителем, а размещение груза по периферии движителя накладывает опрокидывающие моменты, которые нечем парировать.The presented combined helicopter with a supporting body (2) has significant disadvantages:
1. The difficulty of placing the payload due to the impossibility of placing it at the center of gravity, since the space is occupied by the mover, and the placement of the load on the periphery of the mover imposes overturning moments that have nothing to parry.

2. Установка с целью управления движителей 32 на максимальном размахе существенно усложняет и утяжеляет конструкцию. 2. Installation with the aim of controlling the propulsors 32 at a maximum swing significantly complicates and complicates the design.

3. Большая несущая площадь создает большое сопротивление, что снижает экономические показатели, затрудняет управление. 3. A large bearing area creates a lot of resistance, which reduces economic performance, makes management difficult.

Задача изобретения создание корпуса вертолета, лишенного указанных недостатков. The objective of the invention is the creation of a helicopter body devoid of these disadvantages.

Задача решается тем, что в вертолете, содержащем фюзеляж с установленным на нем двумя несущими крыльями, хвостовое оперение, согласно изобретению фюзеляж выполнен в виде крыла с размахом меньше хорды его профиля и эллипсообразным в поперечном сечении, при этом на верхней части фюзеляжа расположен продольный аэродинамический гребень, хвостовое оперение включает вертикальную поверхность управления, установленную на фюзеляже с возможностью поворота в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а узел установки на фюзеляже крыльев выполнен шарнирным с возможностью независимого поворота каждого крыла на угол до 90 градусов. The problem is solved in that in a helicopter containing a fuselage with two load-bearing wings mounted on it, the tail, according to the invention, the fuselage is made in the form of a wing with a span smaller than the chord of its profile and ellipsoidal in cross section, while a longitudinal aerodynamic ridge is located on the top of the fuselage , the tail unit includes a vertical control surface mounted on the fuselage with the possibility of rotation in the vertical and horizontal planes, and the installation site on the fuselage of the wings is made n articulated with the ability to independently rotate each wing at an angle of up to 90 degrees.

На фиг. 1 показан общий вид корпуса вертолета сверху; на фиг. 2 общий вид корпуса вертолета сбоку. In FIG. 1 shows a top view of a helicopter body; in FIG. 2 side view of the helicopter body.

На фиг. 1, 2 приняты следующие обозначения: 1 фюзеляж, 2 несущий винт, 3 воздухозаборник, 4 полукрылья, 5 вертикальный руль-стабилизатор, 6 узел вращения полукрыльев, 7 аэродинамический гребень, 8 главный ланжерон, 9 горизонтальный руль-стабилизатор. In FIG. 1, 2, the following designations are used: 1 fuselage, 2 main rotor, 3 air intake, 4 half-wings, 5 vertical stabilizer wheel, 6 half-wing rotation unit, 7 aerodynamic ridge, 8 main spar, 9 horizontal stabilizer wheel.

На фиг. 1 видно, что фюзеляж 1 имеет в продольном вертикальном сечении аэродинамическую форму классического крыла, в плане он имеет каплевидную форму, являющеюся также аэродинамической, в поперечном сечении эллипсовидную форму с целью увеличения несущей площади для создания подъемной силы. In FIG. 1 it can be seen that the fuselage 1 has an aerodynamic shape of a classical wing in a longitudinal vertical section, in the plan it has a teardrop shape, which is also aerodynamic, in an elliptical cross section in order to increase the bearing area to create lift.

Воздухозаборники 3 выполнены в виде отверстий в фюзеляже, не выступающих за очертания его. Аэродинамический гребень 7 является частью фюзеляжа, он зарождается у точки наибольшего утолщения профиля, возрастает по высоте по мере продвижения к вертикальному рулю-стабилизатору 5. Служит для усиления продольной устойчивости в горизонтальной плоскости в установившемся горизонтальном полете, совместно с рулем-стабилизатором представляет единое аэродинамическое тело. The air intakes 3 are made in the form of holes in the fuselage, not protruding beyond its shape. The aerodynamic ridge 7 is part of the fuselage, it arises at the point of greatest thickening of the profile, increases in height as it moves toward the vertical steering stabilizer 5. Serves to enhance longitudinal stability in the horizontal plane in a steady horizontal flight, together with the stabilizer steering wheel it represents a single aerodynamic body .

Вертикальный руль-стабилизатор 5 имеет две свободы вращения на углы управления. Первая обеспечивает поворот руля-стабилизатора на его оси в горизонтальной плоскости для стабилизации и управления по азимуту. Вторая - свобода вращения обеспечена отклонением оси вращения руля-стабилизатора в поперечной вертикальной плоскости с целью плавного парирования реакции винта при его работе от силовой установки и управления вертолетом по азимуту при снижении в режиме самовращения несущего винта. Горизонтальный руль-стабилизатор 9 закреплен шарнирно на корме, обеспечивает стабилизацию и управление по высоте. Vertical steering stabilizer 5 has two freedom of rotation at the control angles. The first provides the rotation of the steering stabilizer on its axis in a horizontal plane for stabilization and control in azimuth. The second - freedom of rotation is ensured by the deviation of the axis of rotation of the stabilizer steering wheel in the transverse vertical plane with the aim of smoothly counteracting the reaction of the rotor during its operation from the power plant and controlling the helicopter in azimuth while reducing the rotor in self-rotation. The horizontal steering stabilizer 9 is pivotally mounted aft, provides stabilization and height control.

Полукрылья 4 закреплены на центроплане шарнирно и независимо, образуя совместно с центропланом полноразмерное крыло. Шарнирное крепление обеспечивает поворот полукрыльев на угол атаки до 90^o.The half wings 4 are fixed on the center wing pivotally and independently, forming together with the center wing a full-sized wing. The hinge provides the rotation of the wings at an angle of attack of up to 90 ^o .

Узел вращения полукрыльев 6 представляет собой часть силового шпангоута фюзеляжа. Он обеспечивает крепление полукрыльев, вращение их на угол атаки. Главный лонжерон 8 обеспечивает крепление крыла, его жесткость. The rotation unit of the wings 6 is a part of the power frame of the fuselage. It provides fastening of the half-wings, their rotation at the angle of attack. The main spar 8 provides fastening of the wing, its rigidity.

Предложенная конструкция крыла допускает и применение центроплана с развитым размахом, в котором удачно размещается топливо, шасси, а вращение полукрыльев осуществляется в центроплане. Размах центроплана определяется областью интенсивного обдува потоком от несущего винта. The proposed wing design allows the use of a center wing with a developed scope, which successfully accommodates fuel, landing gear, and the rotation of the wings is carried out in the center wing. The center-wing span is determined by the region of intensive airflow from the main rotor.

Из изложенного выше видно, что фюзеляж вертолета при наличии путевой скорости создает подъемную силу при минимальном своем сопротивлении. Фюзеляж имеет стояночный положительный угол атаки, обеспечивающий оптимальный взлет по манолетному. Несущий винт имеет установочный (исходный) наклон вперед с целью обеспечения тяги в горизонтальной плоскости при взлете по самолетному. А при взлете по вертикальному этот наклон зеркала винта убирается, зеркало винта устанавливается в горизонт. Это достигается торможением задних колес шасси. It can be seen from the above that the helicopter fuselage, in the presence of ground speed, creates lift with minimal drag. The fuselage has a parking positive angle of attack, providing optimal take-off. The main rotor has an installation (initial) inclination forward in order to provide traction in the horizontal plane when taking off on an airplane. And when taking off vertically, this tilt of the screw mirror is removed, the screw mirror is set to the horizon. This is achieved by braking the rear wheels of the chassis.

Имея развитое хвостовое оперение и, в том числе, аэродинамический гребень, вертолет приобрел дополнительную путевую устойчивость. Having a developed tail unit, including an aerodynamic ridge, the helicopter acquired additional track stability.

Все хвостовое оперение обеспечивает управление вертолетом без рулевого винта, который, как правило, потребляет 10-15% мощности силовой установки и не всегда обеспечивает управление вертолетом. Проблемы путевого управления, изложенные у А.М.Володко, с.255, решены, таким образом, увеличением эффективности хвостового оперения и, в первую очередь, отклонением вертикального руля-стабилизатора в вертикальной поперечной плоскости. Такое управление проще, легче, надежнее, приемлет дублирование. The entire tail unit provides control of the helicopter without a tail rotor, which, as a rule, consumes 10-15% of the power of the power plant and does not always provide control of the helicopter. The problems of track control described by A.M. Volodko, p. 255, are thus solved by increasing the efficiency of the tail unit and, first of all, by deflecting the vertical stabilizer steering wheel in the vertical transverse plane. Such management is simpler, easier, more reliable, accepts duplication.

Поскольку при взлете и посадке по вертолетному неподвижное крыло ухудшает динамику существующих вертолетов, то у предложенной конструкции крыло выполнено с поворотными консолями, раздельно отклоняющимися в габаритах несущего винта. Since during take-off and landing on a helicopter fixed wing affects the dynamics of existing helicopters, the proposed design wing is made with rotary consoles, separately deviating in the dimensions of the rotor.

Независимое крепление полукрыльев обеспечивает задание разных углов атаки им, что даст возможность выполнять развороты, парировать реакцию несущего винта при любом режиме его работы. Поскольку поворотными выполнены только консоли крыла, имеющие к тому же аэродинамическую компенсацию, то экипаж в состоянии мускольной силой управлять ими. Independent attachment of the half-wings provides the task of different angles of attack for them, which will make it possible to perform turns, fend off the reaction of the rotor in any mode of operation. Since only the wing consoles, which also have aerodynamic compensation, are made rotary, the crew is able to control them with muscular strength.

Таким образом, вертолет получил управление как только за счет хвостового оперения, так и только за счет полукрыльев при любом режиме полета. Thus, the helicopter received control both due to the tail, and only due to half wings in any flight mode.

Claims

A helicopter containing a fuselage with two main wings mounted on it, a rotor and a tail unit, characterized in that the fuselage is made in the form of a wing with a span smaller than the chord of its profile and an ellipse-shaped cross section, with a longitudinal aerodynamic ridge located on the top of the fuselage , the tail unit includes a vertical control surface mounted on the fuselage with the possibility of rotation in horizontal and vertical planes, and the installation unit on the fuselage of the wings is hinged with the possibility of independent rotation of each wing at an angle of 90 ^o.