RU2263607C1 - Helicopter - Google Patents
Helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2263607C1 RU2263607C1 RU2004109706/11A RU2004109706A RU2263607C1 RU 2263607 C1 RU2263607 C1 RU 2263607C1 RU 2004109706/11 A RU2004109706/11 A RU 2004109706/11A RU 2004109706 A RU2004109706 A RU 2004109706A RU 2263607 C1 RU2263607 C1 RU 2263607C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- slider
- support
- rotating
- helicopter
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкции вертолета с соосными несущими винтами и системе управления этими винтами.The invention relates to aircraft, in particular, to the design of a helicopter with coaxial rotors and a control system for these screws.
Известны вертолеты с соосными несущими винтами и конструктивные решения управления этими винтами (см. стр.14-18, журнал «Вертолет» №3(18), 2002 г., Казань).Known helicopters with coaxial rotors and structural solutions to control these rotors (see p. 14-18, the magazine "Helicopter" No. 3 (18), 2002, Kazan).
В известных решениях элементы управления смонтированы как на внешней поверхности валов редуктора, на которых установлены несущие винты, так и внутри вала верхнего несущего винта. Причем обвязка валов редуктора элементами управления настолько плотная, что как показывает практика, не позволяет разместить отдельные виды оборудования, например радиолокационную антенну, над плоскостью вращения соосного несущего винта, в отличие от вертолета с одиночным несущим винтом и рулевым винтом.In known solutions, the control elements are mounted both on the outer surface of the gear shafts on which the rotors are mounted, and inside the shaft of the upper rotor. Moreover, the gearbox shafts are so tight that the controls show that it does not allow placing certain types of equipment, such as a radar antenna, above the plane of rotation of the coaxial rotor, unlike a helicopter with a single rotor and tail rotor.
Этот недостаток системы управления ограничивает решения отдельных задач эксплуатационного применения соосного вертолета. Главным препятствием для размещения оборудования над соосными несущими винтами является проводка управления общим и дифференциальным шагом лопастей.This drawback of the control system limits the solution of individual tasks of operational use of a coaxial helicopter. The main obstacle to placing equipment over coaxial rotors is the control wiring for the common and differential pitch of the blades.
Как следует из описания системы управления вертолета Ка-26, типичной для большинства соосных вертолетов (см. стр. 108-109 и 128-130, «Вертолет Ка-26», Н.Ф.Суриков, Г.И.Иоффе, А.А.Дмитриев, Е.Г.Пак - М.: Транспорт, 1982 г.), это связано с тем, что элементы проводки управления выполнены в виде двух концентрично установленных, подвижных в осевом направлении и вращающихся вместе с валом тяг, которые полностью занимают внутреннюю полость вала верхнего несущего винта.As follows from the description of the control system of the Ka-26 helicopter, typical of most coaxial helicopters (see pages 108-109 and 128-130, “Ka-26 Helicopter”, N.F. Surikov, G.I. Ioffe, A. A.Dmitriev, EGPak - M .: Transport, 1982), this is due to the fact that the control wiring elements are made in the form of two concentrically mounted, axially movable and rotating rods together with the shaft, which completely occupy the internal cavity of the shaft of the upper rotor.
Кроме того, механизм управления общим и дифференциальным шагом лопастей, выполненный в виде двух резьбовых стаканов, концентрично и подвижно размещенных в едином корпусе, установлен под нижним картером редуктора по оси вала верхнего несущего винта, а резьбовые стаканы состыкованы с указанными выше тягами. В дополнении к этому, каждый вал несущего винта имеет сквозную прорезь, через которую тяги посредством болтового соединения связаны с элементами управления, выполненными в виде ползушек и установленными на внешней поверхности соответствующих валов.In addition, the control mechanism for the common and differential pitch of the blades, made in the form of two threaded cups concentrically and movably placed in a single housing, is installed under the lower gear housing along the axis of the upper rotor shaft, and the threaded cups are docked with the above rods. In addition to this, each rotor shaft has a through slot through which the rods are connected by bolts to controls made in the form of creepers and mounted on the outer surface of the respective shafts.
Другим из известных технических решений (прототипом) является система управления соосным вертолетом по патенту SU №1826422 А1, В 64 С 27/54 от 27.11.89 г., по которому проводка управления общим и дифференциальным шагом лопастей выполнена раздельной, а механизм управления - рычажным. По этому патенту внутри вала верхнего несущего винта расположена подвижная в осевом направлении невращающаяся тяга управления дифференциальным шагом лопастей, которая одним концом соединена с рычажным механизмом, а другим кинематически связана с качалками, размещенными над верхним несущим винтом, и тягами, соединенными с поводками лопастей.Another well-known technical solution (prototype) is the coaxial helicopter control system according to patent SU No. 1826422 A1, B 64
Однако и это техническое решение не позволяет решить задачу размещения оборудования над соосными несущими винтами, т.к. кинематическая связь тяги с качалками, расположенными над верхним несущим винтом, выполнена в виде дифференциального автомата перекоса с дополнительными управляющей качалкой и тягами.However, this technical solution does not allow to solve the problem of placing equipment over coaxial rotors, because the kinematic connection of the rod with the rockers located above the upper rotor is made in the form of a differential swashplate with additional control rocker and rods.
Возникает определенного рода техническое противоречие, с одной стороны, между расположенной внутри вала верхнего несущего винта проводкой управления и соответствующей кинематической связи ее с вращающимися элементами управления (качалками и подводками лопастей) верхним несущим винтом, а, с другой стороны, необходимостью размещения опоры над плоскостью вращения верхнего несущего винта для установки соответствующего оборудования, как, например, радиолокационной антенны, и обеспечение неподвижности и жесткости этой опоры, не нарушая кинематики системы управления.There is a certain kind of technical contradiction, on the one hand, between the control wiring located inside the shaft of the upper rotor and its corresponding kinematic connection with the rotating control elements (rockers and blades) of the upper rotor, and, on the other hand, the need to place the support above the plane of rotation the upper rotor for installing appropriate equipment, such as a radar antenna, and ensuring the immobility and rigidity of this support, without violating kinematics control.
На устранение этого противоречия и направлено предлагаемое изобретение, в котором решение технической задачи достигается тем, что вертолет, содержащий фюзеляж, силовую установку с трансмиссией и редуктором, на валах которого смонтирован соосный несущий винт, систему управления, в которой дифференциальное управление шагом лопастей выполнено в виде рычажного механизма с расположенной внутри вала верхнего несущего винта подвижной в осевом направлении невращающейся тягой, кинематически связанной с качалками, установленными над верхним несущим винтом и соединенными с поводками лопастей, снабжен полой неподвижной опорой, расположенной внутри вала верхнего несущего винта, которая нижним концом жестко закреплена к корпусу редуктора, а на верхнем конце опоры выполнены сквозные диаметрально расположенные пазы и узлы для установки оборудования, причем тяга рычажного механизма размещена внутри опоры, а кинематическая связь выполнена в виде ползуна, состоящего из двух концентрично охватывающих друг друга втулок, внешняя из которых вращающаяся, при этом ползун установлен на внешней поверхности выступающей из верхнего вала части неподвижной опоры и через сквозные пазы соединен с тягой, а к вращающейся втулке ползуна шарнирно закреплены качалки.The present invention is aimed at eliminating this contradiction, in which the solution to the technical problem is achieved by the fact that a helicopter containing a fuselage, a power plant with a transmission and gearbox, on the shafts of which a coaxial rotor is mounted, a control system in which the differential control of the pitch of the blades is made in the form lever mechanism with an axially movable non-rotating rod located inside the shaft of the upper rotor, kinematically connected with the rockers installed above the upper the main rotor and blades connected to the leads, is equipped with a hollow fixed support located inside the shaft of the upper main rotor, which lower end is rigidly fixed to the gear housing, and through diametrically located grooves and nodes for equipment installation are made at the upper end of the support, and the linkage linkage is placed inside the support, and the kinematic connection is made in the form of a slider, consisting of two bushes concentrically covering each other, the outer of which is rotating, while the slider is mounted on the outer surface of the part of the fixed support protruding from the upper shaft and through the through grooves is connected to the rod, and the rocker is pivotally fixed to the rotating sleeve of the slider.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежами, гдеThe essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings, where
на фиг.1 представлен общий вид вертолета с оборудованием, размещенным над соосным несущим винтом;figure 1 presents a General view of the helicopter with equipment located above the coaxial rotor;
на фиг.2 показано управление дифференциальным шагом лопастей, позволяющее обеспечить размещение оборудования над соосным несущим винтом.figure 2 shows the control of the differential pitch of the blades, allowing to ensure the placement of equipment above the coaxial rotor.
Вертолет содержит фюзеляж 1 с размещенными в нем силовой установкой 2, трансмиссией с редуктором 3, на валах которого смонтирован соосный несущий винт 4 с элементами его управления, оборудование 5, установленное над плоскостью вращения соосного несущего винта и соединенное соответствующими коммуникационными каналами 6 с ответной его частью 7, размещенной в кабине экипажа 8 и/или в фюзеляже.The helicopter contains a fuselage 1 with a power unit 2 located therein, a transmission with a
Система управления соосным вертолетом, в частности канал путевого управления, содержит педали 9, которые связаны с дифференциальным изменением шага лопастей 10 посредством рычажного механизма 11. Рычажный механизм 11 состоит из рычагов 12, 13, 14, два из которых - рычаги 12 и 13 установлены на общей оси, закрепленной посредством кронштейна 15 к конструкции вертолета, а рычаг 14 смонтирован на плече рычага 13. Плечи рычагов 12, 14 соединены тягой 16 и совместно с плечом рычага 13, на котором смонтирован рычаг 14, образуют параллелограммный механизм. Проводка управления от рычажного механизма 11 к педалям 9 путевого управления состоит из тяг 17, 18 и качалки 19. Проводка управления от рычажного механизма 11 к вращающимся элементам управления лопастями 10 верхнего несущего винта 20 включает двуплечий рычаг 21 и тяги 22 и 23. Рычаг 21 посредством промежуточного звена 24 закреплен к корпусу 25 редуктора 3 и одним плечом посредством тяги 22 соединен с рычажным механизмом 11 (рычагом 14), а другим плечом - с тягой 23.The control system of the coaxial helicopter, in particular the directional control channel, contains
Для обеспечения установки оборудования 5 над плоскостью вращения верхнего несущего винта 20 вертолет снабжен полой неподвижной опорой 26. Опора 26 установлена соосно внутри вала 27 верхнего несущего винта 20, жестко закреплена своим нижним концом к корпусу 25 редуктора 3, а верхним сцентрирована относительно вала 27 при помощи подшипникового узла 28. На выступающей из вала 27 верхней части опоры 26 имеются сквозные диаметрально расположенные пазы 29, а по торцу опоры - узлы 30 для крепления оборудования 5. По внутренней поверхности опоры 26 установлены ложементы 31 для соответствующих коммуникаций 6. Тяга 23 проводки управления от рычажного механизма 11 размещена внутри опоры 26.To ensure the installation of
Кинематическая связь тяги 23 с поводками 32 управления дифференциальным шагом лопастей 10 выполнена в виде ползуна 33, содержащего две концентрично охватывающие друг друга втулки 34, 35. Ползун 33 установлен на выступающей из вала 27 верхней части опоры 26, причем внутренняя втулка 34 ползуна 33 охватывает опору 26 и имеет шлицевое соединение с опорой, а с помощью штифта (болта) 36, проходящего через сквозные пазы 29 в опоре, соединена с тягой 23. Внешняя втулка 35 выполнена вращающейся относительно внутренней, соединена шлиц-шарниром 37 с валом 27 и к ней шарнирно прикреплены качалки 38 в соответствии с количеством лопастей. Каждая из качалок связана тягой 39 с автоматом перекоса (на чертеже не показан) и тягой 40 соединена с поводком 32 лопасти 10 верхнего несущего винта.The kinematic connection of the
Вертолет, оборудованный выносным над плоскостью вращения соосного несущего винта оборудованием, работает следующим образом.A helicopter equipped with remote equipment above the plane of rotation of the coaxial rotor equipment operates as follows.
Например, при установке над плоскостью вращения соосного несущего винта радиолокационной антенны прием информации, передача энергопитания и команд управления осуществляется из кабины экипажа 8 вертолета ответной бортовой частью оборудования 7 через соответствующие коммутационные каналы 6. Размещение выносного оборудования 5 и его коммуникационных каналов 6 по предлагаемому техническому решению не влияет на работу системы управления вертолетом, сохраняя ее эффективность в полном объеме, что характерно для соосного вертолета.For example, when a radar antenna is mounted above the plane of rotation of the coaxial rotor, information is received, power supply and control commands are transmitted from the helicopter cockpit 8 by the recipient airborne part of the equipment 7 through the corresponding switching channels 6. The placement of
Так, в частности, управление дифференциальным шагом лопастей при путевом управлении вертолетом, при перемещении педалей 9 осуществляется так. При перемещении педалей 9 посредством тяг 17,18 и качалки 19 через параллелограммный механизм поворачивается рычаг 14 рычажного механизма 11, который по кинематической цепи тяга 22, рычаг 21, тяга 23 перемещает ползун 33 (его внутреннюю втулку 34) в ту или иную сторону, при этом вращающаяся втулка 35 ползуна 33 и связанная с ней качалка 38 также перемещаются и в зависимости от состояния автомата перекоса, с которым качалка 38 соединена тягой 39, перемещает через тягу 40 поводок 32, изменяя этим самым угол установки (шаг) лопасти 10.So, in particular, the control of the differential pitch of the blades in the directional control of the helicopter, when moving the
Система управления общим и циклическим шагом лопастей идентична прототипу и поэтому не описана в материалах заявки.The control system for the common and cyclic pitch of the blades is identical to the prototype and therefore is not described in the application materials.
Техническим результатом, достигаемым при реализации заявленного изобретения, является решение соосным вертолетом качественно новых эксплуатационных задач как в сфере гражданского, так и военного применения. Например, использование вертолета в качестве радиолокационного или телевизионного ретранслятора с круговой панорамой или в качестве разведывательного вертолета с функциями целеуказания при оснащении его соответствующей оптико-электронной прицельной системой, вынесенной над плоскостью вращения соосного несущего винта.The technical result achieved by the implementation of the claimed invention is the solution by coaxial helicopter of qualitatively new operational tasks in both civilian and military applications. For example, the use of a helicopter as a radar or television repeater with a circular panorama or as a reconnaissance helicopter with target designation functions when equipping it with an appropriate optoelectronic sighting system, located above the plane of rotation of the coaxial rotor.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004109706/11A RU2263607C1 (en) | 2004-04-01 | 2004-04-01 | Helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004109706/11A RU2263607C1 (en) | 2004-04-01 | 2004-04-01 | Helicopter |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004109706A RU2004109706A (en) | 2005-10-10 |
RU2263607C1 true RU2263607C1 (en) | 2005-11-10 |
Family
ID=35850747
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004109706/11A RU2263607C1 (en) | 2004-04-01 | 2004-04-01 | Helicopter |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2263607C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2580344C2 (en) * | 2014-07-11 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тюменский государственный нефтегазовый университет" (ТюмГНГУ) | Helicopter transmission |
RU173218U1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | ООО "Эверест" | Coaxial Helicopter Rotor System |
RU184177U1 (en) * | 2018-04-26 | 2018-10-17 | ООО "Эверест" | HELICOPTER COLLECTIVE SYSTEM OF THE HELICOPTER OF A HELICOPTER |
RU2755427C2 (en) * | 2016-11-21 | 2021-09-15 | коптер груп аг | Main rotor shaft |
-
2004
- 2004-04-01 RU RU2004109706/11A patent/RU2263607C1/en active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2580344C2 (en) * | 2014-07-11 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тюменский государственный нефтегазовый университет" (ТюмГНГУ) | Helicopter transmission |
RU173218U1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | ООО "Эверест" | Coaxial Helicopter Rotor System |
RU2755427C2 (en) * | 2016-11-21 | 2021-09-15 | коптер груп аг | Main rotor shaft |
RU184177U1 (en) * | 2018-04-26 | 2018-10-17 | ООО "Эверест" | HELICOPTER COLLECTIVE SYSTEM OF THE HELICOPTER OF A HELICOPTER |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004109706A (en) | 2005-10-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2778061B1 (en) | Tiltrotor control system with two rise/fall actuators | |
US7674091B2 (en) | Rotor blade pitch control | |
CA2835401C (en) | Blade-pitch control system with feedback swashplate | |
EP1794051B1 (en) | Compact pylon actuation system for tiltrotor aircraft | |
US8858179B2 (en) | Helicopter rotor control system | |
EP2604513B1 (en) | Blade-pitch control system with feedback lever | |
EP3533710B1 (en) | A passive pitch angle adjustment apparatus | |
CA2829734C (en) | Direct-drive control of aircraft stability augmentation | |
RU2263607C1 (en) | Helicopter | |
KR102010964B1 (en) | Vertical takeoff and landing type hybrid drones | |
US9315265B2 (en) | Adjustable scissor control link | |
RU2641552C1 (en) | Coaxial carrier system | |
RU2307766C1 (en) | Coaxial lifting system | |
RU173218U1 (en) | Coaxial Helicopter Rotor System | |
RU2313473C1 (en) | Rotor head with torsion bar bush and fairing for autogyro at jump takeoff and vertical landing | |
US11738864B2 (en) | Apparatus with variable pitch and continuous tilt for rotors on an unmanned fixed wing aircraft | |
RU2265554C1 (en) | Helicopter with coaxial main rotors | |
CN109018334B (en) | Tilt rotor helicopter and transmission device thereof | |
US3838604A (en) | Motion compensating mechanism | |
RU2371351C2 (en) | Method to control rotor of rotary wing flying vehicle and device to this end | |
RU2263048C2 (en) | Helicopter main rotor | |
KR102521945B1 (en) | Rotor apparatus of coaxial counter-rotating aircraft | |
US12017762B2 (en) | Helicopter rotor system | |
RU2786888C1 (en) | Rotor hub | |
RU2235662C2 (en) | Main-rotor hub |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |