RU2245821C1

RU2245821C1 - System for compensation of reaction torque of main rotor of single-rotor helicopter

Info

Publication number: RU2245821C1
Application number: RU2003122812/11A
Authority: RU
Inventors: И.С. Бугаков (RU); И.С. Бугаков; Е.В. Бусыгин (RU); Е.В. Бусыгин; А.П. Лаврентьев (RU); А.П. Лаврентьев; В.И. Овчинников (RU); В.И. Овчинников; А.И. Степанов (RU); А.И. Степанов; В.Д. Шершуков (RU); В.Д. Шершуков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Казанский вертолётный завод"
Priority date: 2003-07-21
Filing date: 2003-07-21
Publication date: 2005-02-10
Also published as: RU2003122812A

Abstract

FIELD: aviation; single-rotor helicopters.

SUBSTANCE: proposed helicopter has steering rotor, profiled keel beam mounted on end of tail boom at angle relative to vertical plane of symmetry of fuselage, steering rotor pitch control unit, tail boom with aerodynamic profile of external outlines of cross sections forming additional force moment under action of inductive flow of air caused by rotation of main rotor blades; this force moment is counter-acting to reaction torque. Tail boom has variable profile of cross section and helical shape at smooth angular turn of profile of cross section outline. Centers of turn of profiles of cross sections along tail boom lie on straight line running through center of rounding-off radius of section at the beginning of tail boom. Mounted on tail of aerodynamic profile along tail boom is aerodynamic shield for change of angle of inclination relative to chord of aerodynamic profile of tail boom section.

EFFECT: enhanced controllability; increased flying altitude due to use of inductive vortex flow of air.

9 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах.The invention relates to the field of aviation and can be used in single-rotor helicopters.

Известен одновинтовой вертолет, состоящий из фюзеляжа, кинематически соединенного с несущим винтом, хвостовой балки, закрепленной на заднем отсеке фюзеляжа, концевой балки, соединенной с задней оконечностью хвостовой балки, рулевого винта, установленного на концевой балке, при этом хвостовая балка имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен обтекаемой формы и сужается от заднего отсека фюзеляжа по мере приближения к концевой балке. Выполнение хвостовой балки с внешним профилем, имеющим достаточно обтекаемую верхнюю часть и нижнюю достаточно плоскую часть, которые в месте сопряжения образуют достаточно острые две сплошные грани от заднего отсека фюзеляжа до оконечности хвостовой балки, обеспечивает большую транспортную мощность и высокую сопротивляемость вертолета воздействию индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта, особенно, в режиме висения. (Патент FR № 2582615. Вертолет. - МКИ: В 64 С 27/04, 1/00. - ВОИС. “Патенты”. - №49 от 05.12.1986 г.). Недостатком известного вертолета является недостаточная маневренность вертолета по рысканию, особенно, с разворотом в направлении вращения несущего винта в условиях малой плотности воздуха, приводящей к срыву потока воздуха с лопастей рулевого винта.Known single-rotor helicopter, consisting of a fuselage kinematically connected to the main rotor, a tail beam mounted on the rear compartment of the fuselage, an end beam connected to the rear end of the tail beam, a tail rotor mounted on the end beam, while the tail beam has cross sections, external the contour of each of which is streamlined and tapers from the rear compartment of the fuselage as it approaches the end beam. The implementation of the tail boom with an external profile having a sufficiently streamlined upper part and the lower sufficiently flat part, which at the point of coupling form rather sharp two solid faces from the rear fuselage compartment to the tip of the tail boom, provides greater transport power and high resistance of the helicopter to the effect of inductive air flow from rotation of the rotor blades, especially in hover mode. (FR patent No. 2582615. Helicopter. - MKI: B 64 C 27/04, 1/00. - WIPO. "Patents". - No. 49 dated 12/05/1986). A disadvantage of the known helicopter is the insufficient maneuverability of the helicopter in yaw, especially with a turn in the direction of rotation of the rotor in conditions of low air density, leading to a disruption of the air flow from the tail rotor blades.

Известна система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную концевую балку, установленную на задней оконечности хвостовой балки под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта. Уравновешивание реакции связей фюзеляжа от вращающего момента несущего винта обеспечивается с помощью момента силы, создаваемой дополнительным усилием тяги рулевого винта на конце хвостовой балки путем увеличения угла установки лопастей рулевого винта. При прочих равных условиях угол установки лопастей рулевого винта, потребный для компенсации реактивного момента несущего винта, возрастает с уменьшением плотности воздуха. Для путевой балансировки вертолета применяется профилированная килевая балка с поворотом на угол 5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа в направлении, противоположном вращению несущего винта, которая на режиме горизонтального полета создает дополнительную боковую аэродинамическую силу, противодействующую реактивному моменту несущего винта. (Кн. Володко А.М. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов: Учеб. пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1988. - с.136-141, 180). Данная система принята за прототип.A known system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter comprising a tail rotor, a profiled end beam mounted on the rear end of the tail beam at an angle to the vertical plane of symmetry of the fuselage, a control device for the pitch of the tail rotor. The balancing reaction of the fuselage bonds from the rotor torque is ensured by the moment of force created by the additional tail rotor thrust at the end of the tail boom by increasing the angle of installation of the tail rotor blades. Ceteris paribus, the angle of installation of the tail rotor blades required to compensate for the reactive moment of the rotor increases with decreasing air density. For directional balancing of the helicopter, a profiled keel beam is used with a rotation of 5 ... 7 ° relative to the vertical plane of symmetry of the fuselage in the direction opposite to the rotation of the rotor, which in the horizontal flight mode creates additional lateral aerodynamic force that counteracts the reactive moment of the rotor. (Prince Volodko AM Fundamentals of aerodynamics and dynamics of helicopter flight: Textbook. Manual for universities. - M.: Transport, 1988. - p.136-141, 180). This system is adopted as a prototype.

Недостатком известной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, принятой за прототип, является недостаточная управляемость вертолетом при околонулевых скоростях полета и в условиях низкого атмосферного давления воздуха. Это связано с тем, что взлет с высокогорных площадок лимитируется не только располагаемой мощностью силовой установки, но и запасом путевого управления, который вообще является одним из наиболее важных факторов, определяющих безопасные условия летной эксплуатации одновинтовых вертолетов, и на который существенное влияние оказывает барометрическая высота висения вертолета и температура наружного воздуха, т.е. по существу плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха требуется больший общий шаг несущего винта и соответственно угол установки лопастей рулевого винта, т.е. запас путевого управления в направлении вращения несущего винта уменьшается, так как диапазон углов установки лопастей рулевого винта ограничен срывом потока воздуха с лопастей. Несоблюдение этих ограничений может привести к самопроизвольному неуправляемому вращению вертолета в направлении, противоположном вращению несущего винта, и закончиться столкновением его с землей.A disadvantage of the known system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter, adopted as a prototype, is the insufficient controllability of the helicopter at near-zero flight speeds and in conditions of low atmospheric air pressure. This is due to the fact that take-off from high-altitude sites is limited not only by the available power of the power plant, but also by the reserve of track control, which in general is one of the most important factors determining the safe conditions for the flight operation of single-rotor helicopters, and which is significantly affected by the barometric altitude helicopter and outdoor temperature, i.e. essentially air density. With a decrease in air density, a larger total pitch of the rotor and, accordingly, the angle of installation of the tail rotor blades, i.e. the reserve of directional control in the direction of rotation of the rotor is reduced, since the range of angles of installation of the blades of the tail rotor is limited by disruption of the air flow from the blades. Failure to comply with these restrictions can lead to spontaneous uncontrolled rotation of the helicopter in the direction opposite to the rotation of the rotor, and result in its collision with the ground.

Основной задачей предлагаемого технического решения является создание системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, обеспечивающей повышение управляемости вертолета по рысканию при околонулевых скоростях полета, особенно в условиях низкой плотности воздуха, а также увеличение потолка полетов вертолетов.The main objective of the proposed technical solution is the creation of a system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter, which provides increased helicopter yaw controllability at near-zero flight speeds, especially in conditions of low air density, as well as an increase in the helicopter flight ceiling.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета с рулевым винтом на конце хвостовой балки в условиях низкой плотности воздуха и увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха, воздействующего на хвостовую балку с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений.The technical result achieved by the implementation of the claimed invention is to increase the yaw controllability of a single-rotor helicopter with tail rotor at the end of the tail boom under conditions of low air density and increase the helicopter flight altitude due to the use of a vortex inductive air flow acting on the tail boom with the aerodynamic profile of the outer contours cross sections.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной системе компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащей рулевой винт, профилированную килевую балку, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки и расположенную под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, согласно предложенному техническому решению:The specified technical result is achieved by the fact that in the known system for reactive moment compensation of the rotor of a single-rotor helicopter containing a tail rotor, a profiled keel beam, connected to the rear tip of the tail beam and located at an angle to the vertical plane of symmetry of the fuselage, the tail rotor control device according to the proposed technical solution:

1) в нее функционально введена хвостовая балка, для чего последняя выполнена с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим, преимущественно, при околонулевых скоростях полета вертолета под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующий реактивному моменту;1) a tail boom is functionally introduced into it, for which the latter is made with the aerodynamic profile of the outer contours of the cross sections, which creates, mainly at near-zero helicopter flight speeds under the influence of the inductive air flow from the rotation of the rotor blades, an additional moment of force that counteracts the reactive moment;

2) внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки выполнены с плавным переходом профиля от каплевидной формы с хордой в плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки к крыловидному профилю на задней ее оконечности;2) the outer contours of the cross sections of the tail boom are made with a smooth transition of the profile from a drop-shaped form with a chord in the plane of symmetry of the fuselage at the beginning of the tail boom to the wing-shaped profile at its rear end;

3) хвостовая балка выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки до максимального угла наклона хорды на участке с наибольшей скоростью индуктивного потока воздуха;3) the tail boom is helical in shape with a smooth angular rotation of the cross-sectional contour profile from the fuselage symmetry plane at the beginning of the tail boom to the maximum angle of the chord in the area with the highest inductive air flow velocity;

4) носок профиля поперечных сечений выполнен с радиусом сопряжения вдоль хвостовой балки;4) the toe of the cross-sectional profile is made with a mating radius along the tail boom;

5) угловой поворот профиля поперечных сечений хвостовой балки выполнен относительно центра радиуса сопряжения носка, расположенного на прямой, проходящей через центр радиуса сопряжения носка каплевидного профиля;5) the angular rotation of the profile of the cross sections of the tail boom is made relative to the center of the radius of the mating sock, located on a straight line passing through the center of the radius of the mating radius of the sock of the drop-shaped profile;

6) винтообразная форма хвостовой балки выполнена на длине, по крайней мере, равной 0,7 радиуса вращения лопасти несущего винта;6) the helical shape of the tail boom is made at a length of at least 0.7 of the radius of rotation of the rotor blade;

7) на хвосте аэродинамического профиля поперечного сечения хвостовой балки вдоль последней установлен аэродинамический щиток, по крайней мере, в зоне наибольшей скорости индуктивного потока воздуха;7) an aerodynamic shield is installed on the tail of the aerodynamic profile of the cross section of the tail beam along the latter, at least in the zone of the highest velocity of the inductive air flow;

8) аэродинамический щиток выполнен с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля хвостовой балки;8) the aerodynamic shield is configured to change the angle of inclination relative to the chord of the aerodynamic profile of the tail boom;

9) аэродинамический щиток выполнен выдвижным.9) the aerodynamic shield is made retractable.

Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности “новизна”.The analysis of the prior art by the applicant has made it possible to establish that there are no analogs characterized by sets of features identical to all the features of the claimed system for compensating the reactive moment of the rotor of a rotor of a single-rotor helicopter. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability “novelty”.

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипов признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности “изобретательский уровень”.The search results for known solutions in the art in order to identify features that match the distinctive features of the prototypes of the claimed technical solution showed that they do not follow explicitly from the prior art. From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed technical solution on the achievement of the specified technical result is not revealed. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability “inventive step”.

На фиг.1 схематично показаны силы, действующие на вертолет, вид сверху; на фиг.2 - схема индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта вертолета; на фиг.3 - внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки; на фиг.4 - сечение А-А хвостовой балки на фиг.2; на фиг.5 - сечение Б-Б хвостовой балки на фиг.2; на фиг.6 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с поворотным аэродинамическим щитком; на фиг.7 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с выдвижным аэродинамическим щитком.Figure 1 schematically shows the forces acting on the helicopter, a top view; figure 2 - diagram of the inductive air flow from the rotation of the rotor blades of the helicopter; figure 3 - external contours of the cross sections of the tail boom; figure 4 is a section aa of the tail boom in figure 2; figure 5 is a section bB of the tail boom in figure 2; figure 6 - aerodynamic profile of the cross section of the tail boom with a rotatable aerodynamic shield; figure 7 - aerodynamic profile of the cross section of the tail boom with a retractable aerodynamic shield.

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит хвостовую балку 1, закрепленную на грузовом отсеке фюзеляжа 2, профилированную килевую балку 3, развернутую в горизонтальной плоскости на угол α=5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2 в направлении, противоположном направлению вращения лопастей 5 несущего винта с крутящим моментом М_нв, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки 1, и рулевой винт 6 с устройством 7 управления шагом лопастей, тянущими хвостовую балку 1 с усилиями, соответственно, Р_кб и Р_рв, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты М_кб и М_рв, противодействующие реактивному моменту М_R (фиг.1). От вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω создается вихревой индуктивный поток воздуха с переменной величиной скорости V_i на длине R лопасти 5, который направлен на хвостовую балку 1 (фиг.2). Хвостовая балка 1 имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен с аэродинамическим профилем и сужается от грузового отсека фюзеляжа 2 по мере приближения к килевой балке 3 (Фиг.3). У грузового отсека фюзеляжа 2 хвостовая балка 1 выполнена с внешним обводом поперечного сечения каплевидной формы 8 с хордой 9, расположенной в плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2, при котором угол φ₁=0° (фиг.4). По мере приближения к килевой балке 3 внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки 1 плавно переходят к крыловидному профилю 10 с хордой 11 (фиг.5). Вектор скорости V_i индуктивного потока воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта направлен на профилированную хвостовую балку 1 под углом β относительно вертикальной плоскости симметрии 4 и, воздействуя на аэродинамический профиль обводов поперечных сечений хвостовой балки 1, создает последней аэродинамическую интегрированную силу Р_хб, противодействующую реактивному моменту М_R. Хвостовая балка 1 выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом хорды 9 каплевидного профиля 8 обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки с φ₁=0° до максимального наклона хорды 12 аэродинамического профиля 13 поперечного сечения с углом φ_n=φ_max, соответствующим зоне с наибольшей скоростью V_max индуктивного потока воздуха от несущего винта, с которым хвостовая балка 1 выполнена на длине от 0,5 до 0,9 радиуса R вращения лопасти 5. Носок профиля поперечных сечений вдоль хвостовой балки 1 выполнен, соответственно, с радиусами сопряжения от r₁ до r_n. Центры углового поворота профилей поперечного сечения по длине хвостовой балки расположены на прямой 14, проходящей через центр О радиуса r₁ сопряжения носовой части каплевидного профиля 8 у грузового отсека фюзеляжа 2. На хвосте аэродинамического профиля хвостовой балки 1 вдоль последней установлен аэродинамический щиток 15 на длине, по крайней мере, соответствующей зоне с наибольшей скоростью V_max индуктивного потока воздуха, с возможностью изменения угла наклона γ относительно хорды аэродинамического профиля сечения хвостовой балки 1 (Фиг.6). Аэродинамический щиток 15 может быть выполнен выдвижным (Фиг.7).The system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter contains a tail beam 1, mounted on the cargo compartment of the fuselage 2, a profiled keel beam 3, deployed in the horizontal plane at an angle α = 5 ... 7 ° relative to the vertical plane of symmetry 4 of the fuselage 2 in the opposite direction the direction of rotation of the rotor blades 5 of the rotor with a torque of M _nv , connected to the rear end of the tail boom 1, and the tail rotor 6 with the device 7 control the pitch of the blades pulling the tail boom 1 with a mustache or, respectively, P _kb and P _pb , creating on the tail beam 1 in the direction of rotation of the rotor blades 5 moments M _kb and M _pv , counteracting the reactive moment M _R (figure 1). From the rotation of the rotor blades 5 with an angular velocity ω, a vortex inductive air flow is created with a variable speed V _i along the length R of the blade 5, which is directed to the tail boom 1 (Fig. 2). The tail beam 1 has cross sections, the outer contour of each of which is made with an aerodynamic profile and tapers from the cargo compartment of the fuselage 2 as it approaches the keel beam 3 (Figure 3). At the cargo compartment of the fuselage 2, the tail beam 1 is made with an external contour of the cross-section of a drop-shaped form 8 with a chord 9 located in the plane of symmetry 4 of the fuselage 2, at which the angle φ ₁ = 0 ° (Fig. 4). As you approach the keel beam 3, the outer contours of the cross sections of the tail beam 1 smoothly pass to the pterygoid profile 10 with the chord 11 (Fig. 5). The velocity vector V _{i of the} inductive air flow from the rotation of the rotor blades 5 is directed to the profiled tail beam 1 at an angle β relative to the vertical plane of symmetry 4 and, acting on the aerodynamic profile of the contours of the cross sections of the tail beam 1, creates the last aerodynamic integrated force P _xb that counteracts the reactive moment M _R. The tail boom 1 is made in a helical shape with a smooth angular rotation of the chord 9 of the teardrop-shaped profile 8 of the cross-sectional contour from the fuselage symmetry plane at the beginning of the tail boom from φ ₁ = 0 ° to the maximum inclination of the chord 12 of the aerodynamic profile 13 of the cross-section with an angle φ _n = φ _max , the corresponding zone with the highest speed V _max inductive air flow from the rotor, with which the tail beam 1 is made on a length from 0.5 to 0.9 of the radius R of rotation of the blade 5. The nose profile cross sections along the tail beam 1 is made, respectively, with radii of conjugation from r ₁ to r _n . The centers of angular rotation of the cross-sectional profiles along the length of the tail boom are located on a straight line 14 passing through the center О of radius r _{1 of the} nose of the teardrop-shaped profile 8 at the cargo compartment of the fuselage 2. On the tail of the aerodynamic profile of the tail boom 1 along the last there is an aerodynamic shield 15 for the length at least the corresponding zone with the highest speed V _max inductive air flow, with the possibility of changing the angle of inclination γ relative to the chord of the aerodynamic profile of the tail section 1 (Ф Ig.6). The aerodynamic shield 15 can be made retractable (Fig.7).

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом.The system of reactive torque compensation of the rotor of a single-rotor helicopter operates as follows.

При управлении полетом одновинтового вертолета по курсу реактивный момент M_R, действующий на фюзеляж 2 от вращающего момента М_нв несущего винта, уравновешивается моментами сил, развиваемых тягой P_рв рулевого винта 6 посредством регулирования угла установки его лопастей с помощью устройства управления 7, и аэродинамической силой Р_кб от профилированной килевой балки 3 за счет циркуляционного обтекания ее встречным скоростным потоком воздуха, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты М_рв и М_кб, соответственно, противодействующие реактивному моменту M_R.When controlling the flight of a single-rotor helicopter at the heading, the reactive moment M _R acting on the fuselage 2 from the rotational moment M _{nv of the} main rotor is balanced by the moments of forces developed by the thrust P of the _tail rotor 6 by adjusting the angle of installation of its blades using the control device 7, and aerodynamic force P _kb from the profiled keel beam 3 due to the circulation flow around it with an oncoming high-speed air flow, creating moments M _rb and M on the tail beam 1 in the direction of rotation of the main rotor blades 5 _kb , respectively, counteracting the reactive moment M _R.

При управлении полетом одновинтового вертолета по рысканию, т.е. с околонулевыми скоростями, а также в условиях низкой плотности воздуха, часть реактивного момента M_R, действующего на фюзеляж 2 от вращающего момента М_нв несущего винта, компенсируется дополнительным моментом интегрированной силы Р_хб, создаваемой на хвостовой балке 1 циркуляционным обтеканием аэродинамических профилей ее сечений индуктивным потоком воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω. Полученный запас тяги рулевого винта 6, равный dP_рв=Р_рв-Р_хб, позволяет исключить срыв потока воздуха на его лопастях при висении или подъеме одновинтового вертолета и используется для повышения управляемости вертолета по рысканию. При необходимости аэродинамический щиток 15 отклоняется на угол γ относительно хорды аэродинамического профиля или выдвигается по поверхности аэродинамического профиля, увеличивает момент силы Р_хб и тем самым увеличивает запас тяги рулевого винта 6.When controlling the flight of a single-rotor helicopter in yaw, i.e. with near-zero velocities, as well as in conditions of low air density, part of the reactive moment M _R acting on the fuselage 2 from _the rotor M M of _the main rotor is compensated by the additional moment of the integrated force P _xb created on the tail beam 1 by circulating inductively circulating aerodynamic profiles of its cross sections the air flow from the rotation of the rotor blades 5 with an angular velocity ω. The resulting margin of thrust of the tail rotor 6, equal to dP _pb = P _pb -P _xb , eliminates the stall of air flow on its blades when hanging or lifting a single-rotor helicopter and is used to increase the helicopter's yaw control. If necessary, the aerodynamic shield 15 deviates at an angle γ relative to the chord of the aerodynamic profile or extends along the surface of the aerodynamic profile, increases the moment of force P _xb and thereby increases the margin of traction of the tail rotor 6.

Предложенная система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволит обеспечить безопасность полетов вертолетов при околонулевых скоростях полета, особенно в горных условиях, характеризующихся низкой плотностью воздуха, и значительно повысить потолок полета до уровня, располагаемого несущим винтом и мощностью силовой установки.The proposed system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter will ensure the safety of helicopter flights at near-zero flight speeds, especially in mountain conditions characterized by low air density, and significantly increase the flight ceiling to a level located by the rotor and power of the power plant.

Предполагается патентование предложенной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета за рубежом по системе РСТ.It is supposed to patent the proposed system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter abroad under the PCT system.

Claims

1. The system of compensation of the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter, comprising a tail rotor, a profiled keel beam, connected to the rear tip of the tail beam and positioned at an angle to the vertical plane of symmetry of the fuselage, a tail rotor pitch control device, characterized in that the tail rotor is functionally inserted into it beam, for which the latter is made with the aerodynamic profile of the outer contours of the cross sections, creating mainly at near-zero helicopter flight speeds along d the effect of the inductive air flow from the rotation of the rotor blades additional torque, counteracting the reactive moment.

2. The system according to claim 1, characterized in that the outer contours of the cross sections of the tail boom are made with a smooth transition of the profile from a drop-shaped form with a chord in the plane of symmetry of the fuselage at the beginning of the tail boom to the wing-shaped profile at its rear end.

3. The system according to claim 1 or 2, characterized in that the tail boom is helical in shape with a smooth angular rotation of the profile contour of the cross section from the plane of symmetry of the fuselage at the beginning of the tail boom to the maximum angle of inclination of the chord in the area with the highest speed of the inductive air flow.

4. The system according to claim 1 or 2, characterized in that the toe of the cross-sectional profile is made with a mating radius along the tail boom.

5. The system according to claim 3 or 4, characterized in that the angular rotation of the cross-sectional profile of the tail boom is made relative to the center of the radius of the mating sock, located on a straight line passing through the center of the radius of the mating radius of the sock of the teardrop-shaped profile.

6. The system according to claim 3 or 5, characterized in that the helical shape of the tail boom is made along a length of at least equal to 0.7 of the radius of rotation of the rotor blade.

7. The system according to any one of claims 1 to 6, characterized in that on the tail of the aerodynamic profile of the cross section of the tail beam along the last mounted aerodynamic shield, at least in the area of the highest velocity of the inductive air flow.

8. The system according to claim 6, characterized in that the aerodynamic shield is configured to change the angle of inclination relative to the chord of the aerodynamic profile of the tail boom.

9. The system according to claim 6, characterized in that the aerodynamic shield is retractable.