RU2228284C2 - System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor - Google Patents
System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2228284C2 RU2228284C2 RU2002121161/11A RU2002121161A RU2228284C2 RU 2228284 C2 RU2228284 C2 RU 2228284C2 RU 2002121161/11 A RU2002121161/11 A RU 2002121161/11A RU 2002121161 A RU2002121161 A RU 2002121161A RU 2228284 C2 RU2228284 C2 RU 2228284C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- internal combustion
- combustion engine
- rotor
- auto
- gyroplane
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам раскрутки или подкрутки роторов винтокрылых летательных аппаратов (ЛА) типа автожиров.The invention relates to aeronautical engineering, in particular to systems for spinning or twisting rotors of a rotorcraft, such as gyroplane.
Известна система сообщения реактивного крутящего момента несущим винтам, использующая газовые струи от двигателей летательного аппарата (патент РФ № 2102280, кл. В 64 С 11/00, опубл. 1998.01.20). В известном техническом решении энергия выхлопных газов роторного двигателя обеспечивает реактивный привод лопастям авиационного винта. При этом роторный двигатель выполнен во втулке самого винта и предназначен, в основном, для летательных аппаратов типа самолета.A known system for communicating reactive torque to rotors using gas jets from aircraft engines (RF patent No. 2102280, class B 64
Известна также система сообщения реактивного крутящего момента несущему винту вертолета (патент США 4589611, кл. В 64 С 27/18, опубл. 1986.05.20). Выхлопные газы от турбовентиляторных двигателей поступают на периферийную часть лопастей через полые ротор и лопасти.There is also known a system for communicating reactive torque to the rotor of a helicopter (US Pat. No. 4,589,611, class B 64 C 27/18, publ. 1986.05.20). Exhaust gases from turbofan engines enter the peripheral part of the blades through the hollow rotor and blades.
В указанных системах реактивный крутящий момент передается непосредственно и постоянно на периферийную часть лопастей несущих винтов, тем самым обеспечивая штатный режим полета, поскольку они сообщают летательному аппарату горизонтальную и/или вертикальную составляющую вектора направления движения. Однако упомянутые системы имеют низкую надежность из-за сложности конструктивного выполнения, а также из-за того, что конструктивные элементы ротора подвергаются нагреву горячими выхлопными газами. В результате этого снижается безопасность полета.In these systems, the reactive torque is transmitted directly and continuously to the peripheral part of the rotor blades, thereby ensuring a normal flight mode, since they inform the aircraft the horizontal and / or vertical component of the direction vector. However, these systems have low reliability due to the complexity of the structural design, and also due to the fact that the structural elements of the rotor are heated by hot exhaust gases. As a result, flight safety is reduced.
Наиболее близкой к заявляемой является система сообщения реактивного крутящего момента винту вертолета или самолета (патент США № 4046335, кл. В 64 С 27/18, опубл. 06.09.1977) с использованием сжатого газа, подаваемого от компрессора на обдув лопастей или на турбину, закрепленную на валу ротора (прототип). Система управления подачи сжатого газа содержит клапан выхода и выключатель, установленные в тракте трубопровода, подводящем сжатый газ к лопастям вертолета или к турбине. Клапан выхода и выключатель выполняют функцию управления поддержанием необходимого давления на выходе системы. При этом сама система предназначена для раскрутки ротора при его остановке в чрезвычайных обстоятельствах (остановка основного двигателя). К недостаткам указанного решения можно отнести наличие на борту дополнительного вспомогательного двигателя с компрессором для создания сжатого газа, систему управления ими, что, в целом, уменьшает надежность ЛА, снижает безопасность полетов, усложняет систему раскрутки ротора, делая ее неэффективной, утяжеляет ЛА (что приводит для самолета к увеличению длины пробега ЛА при взлете) и усложняет управление им.Closest to the claimed is a system for communicating reactive torque to the rotor of a helicopter or aircraft (US patent No. 4046335, class B 64 C 27/18, publ. 09/06/1977) using compressed gas supplied from a compressor to blow blades or a turbine, fixed on the rotor shaft (prototype). The compressed gas supply control system includes an outlet valve and a switch installed in the pipeline path supplying the compressed gas to the helicopter blades or to the turbine. The output valve and switch perform the function of maintaining the necessary pressure at the system outlet. At the same time, the system itself is designed to spin the rotor when it is stopped in emergency (stopping the main engine). The disadvantages of this solution include the presence on board of an additional auxiliary engine with a compressor to create compressed gas, their control system, which, in general, reduces the reliability of the aircraft, reduces flight safety, complicates the system of spinning the rotor, making it inefficient, and makes the aircraft heavier (which leads to for an airplane to increase the flight path of the aircraft during takeoff) and complicates its management.
Автожир является ЛА, сочетающим в себе некоторые достоинства самолета и вертолета, в то же время имеет свои особенности, которые связаны с его конструкцией. Поступательное движение автожиру сообщает толкающий (или тянущий) воздушный винт, расположенный на горизонтальной оси и вращаемый мотором. Подъемную силу создает свободно вращающийся ротор (авторотирующий несущий винт), положение плоскости вращения которого контролируется и непосредственно управляется пилотом. Ротор автожира состоит из нескольких лопастей-крыльев, шарнирно соединенных с втулкой, которая свободно вращается на вертикальной оси. Такие особенности конструкции автожира при относительной ее простоте обеспечивают ему дополнительные (к режиму штатного полета) возможности планирования и приземления при выключенном моторе, включая режим крутого снижения при минимальной горизонтальной скорости. (А.А.Жабров “Автожир и геликоптер”, 1939). Эти же особенности обеспечивают автожиру малый разбег при взлете. Однако для обеспечения взлета необходимо сообщить ротору вращение, обеспечивающее автожиру необходимую подъемную силу. Как правило, при взлете необходимое вращение ротору сообщается встречным потоком воздуха, возникающим при разбеге, обеспечиваемом толкающим или тянущим воздушным винтом.Autogyro is an aircraft that combines some of the advantages of an airplane and a helicopter, at the same time it has its own characteristics that are associated with its design. The translational motion is reported to the gyroplane by a pushing (or pulling) propeller located on a horizontal axis and rotated by the motor. The lifting force is created by a freely rotating rotor (autorotating rotor), the position of the plane of rotation of which is controlled and directly controlled by the pilot. The gyro rotor consists of several wing blades pivotally connected to a hub that rotates freely on a vertical axis. Such design features of the gyroplane, with its relative simplicity, provide it with additional (to the regular flight mode) planning and landing capabilities with the engine turned off, including a steep descent mode with a minimum horizontal speed. (A.A. Zhabrov “Autogyro and helicopter”, 1939). These features provide the gyroplane a small take-off take-off. However, to ensure takeoff, it is necessary to inform the rotor of the rotation, which provides the gyrocopter with the necessary lifting force. As a rule, during take-off, the necessary rotation of the rotor is communicated by the oncoming air flow that occurs during the take-off run provided by the pushing or pulling propeller.
Предлагаемая система создания крутящего момента на валу ротора решает задачу повышения надежности автожира, безопасности полета на нем, упрощения раскрутки ротора и повышения ее эффективности, а также уменьшения длины разбега при взлете.The proposed system for creating torque on the rotor shaft solves the problem of increasing the reliability of the gyroplane, flight safety on it, simplifying the rotation of the rotor and increasing its efficiency, as well as reducing the take-off length during take-off.
Достижение указанного технического результата обеспечивается системой создания крутящего момента на валу ротора автожира, содержащей источник газа, трубопроводом связанный через устройство управления с пневмоприводом, связанным с валом ротора автожира, при этом связь пневмопривода с валом ротора автожира осуществлена через трансмиссию, пневмопривод и трансмиссия жестко установлены относительно вала ротора автожира, а, по меньшей мере, часть трубопровода выполнена гибкой.The achievement of the specified technical result is ensured by the system for creating torque on the rotor shaft of the gyroplane, containing a gas source, connected through a control device with a pneumatic drive connected to the gyroplane rotor shaft, the pneumatic drive being connected to the gyroscope rotor shaft via a transmission, pneumatic drive and transmission are rigidly installed relative to the rotor shaft of the gyroplane, and at least part of the pipeline is flexible.
В частном случае выполнения системы технический результат достигается тем, что в качестве источника газа использован двигатель внутреннего сгорания (ДВС), а устройство управления выполнено в виде распределителя с дополнительным выходом, сообщенным с атмосферой. При этом в качестве ДВС может быть использован двигатель автожира.In the particular case of the system, the technical result is achieved by the fact that the internal combustion engine (ICE) is used as the gas source, and the control device is made in the form of a distributor with an additional output communicated with the atmosphere. In this case, as an internal combustion engine, a gyroplane engine can be used.
В другом частном случае выполнения системы технический результат достигается тем, что в качестве источника газа использован турбонаддув ДВС, а устройство управления выполнено в виде распределителя, снабженного дополнительным входом, сообщенным с атмосферой, и дополнительным выходом, подключенным к входу ДВС. При этом в качестве турбонаддува может быть использован турбонаддув автожира.In another particular case of the system, the technical result is achieved by using an internal combustion engine as a gas source, and the control device in the form of a distributor equipped with an additional input connected to the atmosphere and an additional output connected to the internal combustion engine input. Moreover, as a turbocharger can be used turbocharging gyroplane.
На фиг.1 изображена заявляемая система.Figure 1 shows the inventive system.
На фиг.2 изображена частная форма выполнения предлагаемой системы, в которой в качестве источника газа использован ДВС.Figure 2 shows a particular embodiment of the proposed system, in which an internal combustion engine is used as a gas source.
На фиг.3 изображена частная форма выполнения заявляемой системы, в которой в качестве источника газа использован турбонаддув ДВС.Figure 3 shows a particular embodiment of the inventive system, in which an internal combustion engine is used as a gas source.
Заявляемая система (фиг.1) содержит источник 1 газа (газогенератор), связанный через рабочий трубопровод 2 со входом 3 устройства 4 управления (например, поворотной заслонки). Выход последнего 5 посредством трубопровода 6, имеющего гибкий участок 6’, связан со входом пневмопривода 7. Пневмопривод 7 через трансмиссию 8 связан с валом 9 ротора 10 автожира. Пневмопривод 7 и трансмиссия 8 жестко установлены относительно вала 9 ротора 10 автожира на единой полке 11.The inventive system (figure 1) contains a gas source 1 (gas generator), connected through a
В одной из частных форм выполнения заявляемой системы (фиг.2) в качестве источника 1 газа может быть использован ДВС, а устройство 4 управления подключено к выхлопному патрубку ДВС. В этом случае устройство 4 управления должно быть выполнено в виде распределителя (например, золотникового) с дополнительным выходом 12, сообщенным с атмосферой. Вход ДВС также сообщается с атмосферой. При этом в качестве ДВС может быть использован двигатель внутреннего сгорания автожира, например ДВС привода толкающего или тянущего винта автожира (не показан).In one particular embodiment of the inventive system (FIG. 2), an internal combustion engine can be used as a
В другой частной форме выполнения заявляемой системы (фиг.3) в качестве источника 1 газа использован ДВС с турбонаддувом 13. Под турбонаддувом здесь и обычно в технике понимается система турбонаддува ДВС, включающая турбину (не показана), вход 16 которой подключен к выходному патрубку ДВС 17, а выход сообщен с атмосферой, и компрессор (не показан), вход которого сообщен с атмосферой, а выход является выходом системы турбонаддува. Устройство управления 4 подключено входом 3 к выходному патрубку 18 компрессора системы 13 турбонаддува ДВС трубопроводом 2. Устройство 4 управления в таком случае выполнено в виде распределителя (например, золотникового), дополнительно к выходу 5 снабженного дополнительным входом 14, сообщенным с атмосферой, и дополнительным выходом 15, подключенным к входу источника 1 газа (ДВС).In another particular embodiment of the inventive system (Fig. 3), ICE 13 is used as a
Еще в одной из частных форм выполнения заявляемого устройства в качестве турбонаддува использован турбонаддув ДВС автожира.In another private embodiment of the inventive device, turbocharging ICE gyroplane is used as a turbocharger.
Одним из основных органов, обеспечивающих взлет, полет и управление автожиром, является ротор. Использование предлагаемой системы на взлетной площадке приводит к принудительному раскручиванию ротора, что приводит к уменьшению разбега тем меньшего, чем большей скорости вращения достигает ротор. В дальнейшем, при наличии составляющей скорости перемещения автожира, обеспечивающей устойчивую авторотацию, источник газа (газогенератор) отключается от ротора.One of the main bodies providing take-off, flight and gyroplane control is the rotor. Using the proposed system on the take-off platform leads to a forced spinning of the rotor, which leads to a decrease in the take-off, the smaller the greater the rotational speed. In the future, in the presence of a component of the gyroplane moving speed, providing stable autorotation, the gas source (gas generator) is disconnected from the rotor.
К снижению оборотов ротора могут приводить как грубые ошибки пилота, так и значительная турбулентность атмосферы. Учитывая небольшие скорости полета автожира (~40-300 км/час), указанные явления требуют адекватной и быстрой реакции пилота, включая возможность быстрого создания дополнительной подъемной силы автожира. Предлагаемая система, в том случае, когда в качестве источника 1 газа использованы средства, находящиеся на борту автожира: баллон со сжатым или ДВС автожира или турбонаддув ДВС автожира, обеспечивает дополнительную подкрутку ротора, увеличив тем самым его устойчивость.Both gross pilot errors and significant atmospheric turbulence can lead to a decrease in rotor speed. Given the small flight speeds of the gyroplane (~ 40-300 km / h), these phenomena require an adequate and quick reaction of the pilot, including the ability to quickly create additional lift of the gyroplane. The proposed system, in the case when funds on board the gyroplane are used as a gas source 1: a cylinder with a compressed or ICE gyroplane or a turbocharging ICE gyroplane, provides additional twisting of the rotor, thereby increasing its stability.
Работа заявляемой системы осуществляется следующим образом (фиг.1). Газ с источника 1 газа по рабочему трубопроводу 2 на вход 3 устройства управления 4 и с выхода 5 устройства 4 управления через трубопровод 6 и его гибкий участок 6’ поступает на пневмопривод 7, который через трансмиссию 8 передает крутящий момент на вал 9 ротора 10. В качестве источника 1 газа может быть использован баллон со сжатым газом, при этом устройство 4 управления представляет собой заслонку, которая перекрывает доступ газа в трубопровод 6 после достижения ротором 10 необходимой скорости вращения, которая обычно составляет ~360 об/мин. В качестве пневмопривода может быть использован воздушный стартер двигателя самолета ЯК-40. Трансмиссия 8 может содержать муфту (не показана), которая может сочетать в себе управляемую муфту выключения и обгонную муфту. Пневмопривод 7, который может быть выполнен конструктивно в виде турбины, и трансмиссия 8 жестко закреплены на единой полке 11 относительно друг друга и оси вращения ротора и при управлении положением оси ротора изменяют свое положение вместе с ней. В этом случае часть 6' трубопровода 6, подведенного к пневмоприводу 7, выполненная гибкой (например, в виде гибкого рукава или шланга), обеспечивает необходимую степень свободы пневмопривода 7 вместе с трансмиссией 8 относительно других элементов системы. При подаче газа от источника 1 газа пневмопривод 7 (турбина) через трансмиссию 8 создает крутящий момент на валу 9 ротора 10 автожира. Турбина работает во всем диапазоне необходимых оборотов, увеличивая мощность при подходе к максимальным оборотам. После обеспечения заявляемой системой необходимой скорости вращения вала ротора автожира газ перекрывается устройством 4 управления, например регулируемой поворотной заслонкой.The operation of the claimed system is as follows (figure 1). Gas from the
При работе в режиме подкрутки ротора 10 устройство 4 управления выполняет дополнительную функцию - обеспечивает управление величиной крутящего момента на валу 9 ротора 10.When working in the twist mode of the
В одной из частных форм выполнения предлагаемой системы, изображенной на фиг.2, в качестве источника 1 газа используется двигатель внутреннего сгорания (ДВС). В этом варианте пневмопривод 7 работает от энергии выхлопных газов ДВС. При этом в качестве ДВС, в частности, может быть применен двигатель автожира, например автомобильный ДВС “Субару ЕА-82”, приводящий во вращение толкающий или тянущий винт автожира (винт не показан). После раскрутки заявляемой системой вала ротора автожира до необходимой частоты вращения (~360 об/мин) путем переключения распределителя 4 (например, золотникового) выхлопные газы направляются в атмосферу через его дополнительный выход 12. При отсутствии встречного ветра, скорости горизонтального движения автожира, равной 20 км/ч, массе автожира в 400 кг заявляемая система позволяет поднять автожир в воздух при длине разбега 10 м. (Без использования заявляемой системы при тех же условиях длина разбега составляла не менее 150 м.)In one of the private forms of implementation of the proposed system depicted in figure 2, as a source of
В другой частной форме выполнения предлагаемой системы, изображенной на фиг.3, в качестве источника газа 1 используется ДВС с турбонаддувом 13. При этом в качестве ДВС, в частности, может быть применен двигатель, приводящий во вращение толкающий или тянущий винт автожира. Выхлопные газы ДВС 1 поступают в турбонаддув 13, с выхода компрессора 18 которого нагнетаемый атмосферный воздух поступает по рабочему трубопроводу 2 в распределитель 4 (например, золотниковый) через его вход 3 и через его выход 5 подается по трубопроводу 6, включая его гибкий участок 6’, на пневмопривод 7, связанный через трансмиссию 8 с валом 9 ротора 10. Золотниковый распределитель имеет дополнительный вход 14. При работе турбонаддува на пневмопривод 7 дополнительный вход 14, сообщенный с атмосферой, обеспечивает доступ атмосферного воздуха через распределитель 4 (например, золотниковый) в двигатель через дополнительный выход 15. После обеспечения заявляемой системой необходимой скорости вращения вала ротора автожира распределитель 4 устанавливается в положение, при котором атмосферный воздух из турбонаддува через дополнительный выход 15 распределителя 4 направляется на вход в ДВС 1 автожира для обеспечения штатной работы турбонаддува 13, а дополнительный вход 14 перекрывается. Дополнительное преимущество данной формы выполнения системы заключается как в обеспечении меньшей теплонапряженности трубопроводов по сравнению с предыдущей формой выполнения и меньших потерях на рассеивание тепла, так и в возможности обеспечения более плавного регулирования подачи газа на пневмопривод, что увеличивает эффективность управления автожиром.In another particular embodiment of the proposed system depicted in FIG. 3, a turbocharged
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002121161/11A RU2228284C2 (en) | 2002-08-09 | 2002-08-09 | System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002121161/11A RU2228284C2 (en) | 2002-08-09 | 2002-08-09 | System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002121161A RU2002121161A (en) | 2004-04-10 |
RU2228284C2 true RU2228284C2 (en) | 2004-05-10 |
Family
ID=32678759
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002121161/11A RU2228284C2 (en) | 2002-08-09 | 2002-08-09 | System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2228284C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102050228A (en) * | 2010-10-11 | 2011-05-11 | 北京控制工程研究所 | Method for diagnosing spraying tube blocking fault by using combination of spinning top and air spraying time |
US11001374B2 (en) | 2017-09-14 | 2021-05-11 | The Boeing Company | System and method for vertical take-off in an autogyro |
US11372427B2 (en) | 2019-05-07 | 2022-06-28 | The Boeing Company | System and method for enhanced altitude control of an autogyro |
-
2002
- 2002-08-09 RU RU2002121161/11A patent/RU2228284C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102050228A (en) * | 2010-10-11 | 2011-05-11 | 北京控制工程研究所 | Method for diagnosing spraying tube blocking fault by using combination of spinning top and air spraying time |
CN102050228B (en) * | 2010-10-11 | 2013-06-19 | 北京控制工程研究所 | Method for diagnosing spraying tube blocking fault by using combination of spinning top and air spraying time |
US11001374B2 (en) | 2017-09-14 | 2021-05-11 | The Boeing Company | System and method for vertical take-off in an autogyro |
US11372427B2 (en) | 2019-05-07 | 2022-06-28 | The Boeing Company | System and method for enhanced altitude control of an autogyro |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106988926B (en) | Whirlpool axis turbofan combined cycle engine | |
CA1200110A (en) | Convertible aircraft engine | |
US7147182B1 (en) | Gas-powered tip-jet-driven tilt-rotor compound VTOL aircraft | |
US10094235B2 (en) | System, propulsion system and vehicle | |
EP3312087B1 (en) | An electric cold flow tipjet rotorcraft | |
US11518504B2 (en) | Compound helicopters having auxiliary propulsive systems | |
US8562284B2 (en) | Propulsive fan system | |
US20120104153A1 (en) | Gyroplane prerotation by compressed air | |
US11453488B2 (en) | Lightweight parallel combustion lift system for vertical takeoff aircraft | |
KR20180073564A (en) | Fluid propulsion systems and thrust and lift generators for public vehicles | |
EP1918199B1 (en) | Aircraft airframe architecture | |
US20120304619A1 (en) | Engine for thrust or shaft output and corresponding operating method | |
US8561938B2 (en) | Directional control for a helicopter | |
US2486272A (en) | Helicopter with antitorque reaction jet | |
JP6478744B2 (en) | Rotorcraft | |
US20200309066A1 (en) | Compound Helicopters having Hybrid Propulsion Engines | |
CN206694149U (en) | Whirlpool axle turbofan combined cycle engine | |
US10711791B1 (en) | Dual mode turbofan engine | |
US20120199692A1 (en) | Reactive drive rotor head with external swashplate | |
RU2228284C2 (en) | System for forming torque on shaft of auto-gyro rotor | |
RU2228285C2 (en) | System for forming torque on shaft of autogyro rotor | |
US3610555A (en) | Fluid-driven rotary wing aircraft | |
CN107745818B (en) | Aircraft propulsion system and vertical take-off and landing aircraft with same | |
RU2701076C1 (en) | Helicopter | |
WO2000002776A1 (en) | Combined blade for the rotor of an aircraft and aircraft flying method |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040810 |