RU2281226C1 - Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета - Google Patents
Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2281226C1 RU2281226C1 RU2005108078/11A RU2005108078A RU2281226C1 RU 2281226 C1 RU2281226 C1 RU 2281226C1 RU 2005108078/11 A RU2005108078/11 A RU 2005108078/11A RU 2005108078 A RU2005108078 A RU 2005108078A RU 2281226 C1 RU2281226 C1 RU 2281226C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tail boom
- rotor
- helicopter
- tail
- ridge
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Excavating Of Shafts Or Tunnels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта. Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета выполнено в виде продольного гребня, который установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки со стороны отступающей лопасти, а высота гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки. Изменение конфигурации хвостовой балки в результате установки продольного гребня приводит к появлению боковой силы, направленной в сторону наступающей лопасти для компенсации части реактивного момента несущего винта, дополнительно к силе тяги рулевого винта. При предложенных высоте и месте расположения продольного аэродинамического гребня боковая сила на хвостовой балке создается как за счет разности давлений на поверхностях балки справа и слева по направлению полета в результате отрыва пограничного слоя потока от несущего винта, так и в основном за счет создания суперциркуляционного течения вокруг хвостовой балки с изменением направления движения индуктивного потока в районе хвостовой балки. Устройство позволяет при наличии одного гребня повысить эффективность управления вертолетом по курсу на режиме висения и малых скоростях полета, улучшить летные характеристики вертолета, уменьшить мощность, передаваемую трансмиссией и потребляемую рулевым винтом. 6 ил.
Description
Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта, и может использоваться для улучшения устойчивости полета вертолета на висении и малых скоростях.
Известные устройства для компенсации части реактивного момента несущего винта на висении выполнены в виде аэродинамического продольного гребня, устанавливаемого на хвостовой балке вертолета со стороны отступающей лопасти для создания дополнительной боковой силы, совпадающей с тягой рулевого винта. Например, на хвостовой балке вертолета ЕН-101 установлен продольный гребень, конструктивно выполненный из двух секций по длине (Вертолет ЕН-101, "Jane's, All The World's Aircraft", 1994 - 95, p.153-157, см. Приложение). Известны также устройства по патентам США №4,708,305 НКИ 244-17.19, публикация 1987 г. и США №5,209,430 НКИ 244-17.19, публикация 1993 г., которые содержат продольный гребень со стороны отступающей лопасти и второй продольный гребень, установленный со стороны другого борта хвостовой балки.
Продольный гребень со стороны отступающей лопасти в известных устройствах преимущественно установлен в верхней четверти поперечного сечения хвостовой балки и работает как интерцептор: за счет отрыва пограничного слоя потока от одного борта хвостовой балки создается разность давлений на боковых поверхностях хвостовой балки при обтекании ее воздушным потоком от несущего винта на висении и малых скоростях полета. Это приводит к появлению боковой силы, совпадающей по направлению с тягой рулевого винта на висении, и, соответственно, момента, частично компенсирующего реактивный момент несущего винта. В соответствии с описанием к патенту США №5209430 высота верхнего гребня - около двух дюймов, что относительно поперечного сечения балки составляет около 6%. Наличие и расположение второго, нижнего гребня со стороны наступающей лопасти в устройствах по патентам США определяется особенностями потока и конфигурацией хвостовой балки вертолета. Однако при некоторых особенностях конструкции хвостовой балки вертолета установка второго гребня невозможна или нежелательна.
Наиболее близким по конструкции аналогом к заявляемому изобретению является устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта, примененное на вертолете ЕН-101, которое содержит один аэродинамический гребень, установленный в верхней четверти поперечного сечения хвостовой балки со стороны отступающей лопасти несущего винта. Аэродинамический гребень в этой конструкции также играет роль интерцептора, который отрывает пограничный слой воздуха от поверхности хвостовой балки, создавая тем самым повышенное давление ниже места расположения гребня по потоку. Схема обтекания сечения хвостовой балки вертолета ЕН-101 и эпюра распределения давления показаны на рисунках 7 и 8.
Недостатком известного устройства является неоптимальное использование гребня: место расположения гребня выбрано на основании расчетов распределения давления по поверхности хвостовой балки без учета импульса силы, возникающего в результате изменения направления скорости потока от несущего винта над хвостовой балкой при определенной высоте гребня и соответствующем его расположении. Это снижает эффективность устройства: не позволяет получить максимальную боковую силу и увеличить момент для компенсации части реактивного момента несущего винта.
Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности устройства с одним гребнем за счет увеличения боковой силы на хвостовой балке путем реализации суперциркуляционного обтекания балки с отклонением потока в сторону лопасти, приближающейся к хвостовой балке, для повышения, в конечном счете, эффективности управления вертолетом по курсу на режиме висения и малых скоростях полета, улучшения летных характеристик вертолета и уменьшения мощности, потребляемой рулевым винтом.
Поставленная задача решена благодаря тому, что в устройстве дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащем продольный гребень, установленный на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны отступающей лопасти несущего винта вертолета, - продольный гребень установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки со стороны отступающей лопасти, а высота гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки.
На режиме висения или малой горизонтальной скорости, когда хвостовая балка обтекается главным образом индуктивным потоком несущего винта, продольный гребень соответствующей высоты и установленный в предлагаемом положении, работая как дефлектор, существенно изменяет направление вертикального слоя индуктивного потока несущего винта над хвостовой балкой от практически вертикального до направления, определяемого плоскостью расположения строительной высоты гребня. Получаемое таким образом суперциркуляционное обтекание балки (аналогично тому, которое возникает на крыле при отклонении закрылка) приводит к возникновению дополнительной силы, направленной в сторону части диска несущего винта с наступающей лопастью. Работая как интерцептор, гребень отрывает пограничный слой потока воздуха от борта хвостовой балки, что приводит к повышению давления на поверхности балки ниже места расположения гребня по направлению потока и также приводит к возникновению боковой силы.
Таким образом, при предложенных высоте и расположении продольного аэродинамического гребня боковая сила на хвостовой балке создается как за счет разности давлений на поверхности балки справа и слева по направлению полета в результате отрыва пограничного слоя потока от несущего винта, так и (в основном) за счет создания суперциркуляционного течения вокруг хвостовой балки с изменением направления движения индуктивного потока в районе хвостовой балки. Величина боковой силы при этом увеличивается примерно в 4-5 раз в сравнении с получаемой при установке гребня в верхней четверти поперечного сечения балки, например, как на вертолете ЕН-101.
Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета представлено на чертежах, где изображено:
На фиг.1 - вертолет с продольным гребнем на хвостовой балке со стороны отступающей лопасти, вид сверху;
На фиг.2 - вид Б на фиг.1;
На фиг.3 - вид 3/4 спереди на хвостовую балку;
На фиг.4 - сечение А-А фиг.1;
На фиг.5 - схема обтекания хвостовой балки;
На фиг.6 - эпюра распределения давления по поверхности балки;
На фиг.7 - схема обтекания хвостовой балки вертолета ЕН-101;
На фиг.8 - эпюра распределения давления по поверхности балки вертолета ЕН-101.
Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит продольный гребень 1, установленный на внешней стороне борта хвостовой балки 2 со стороны отступающей, относительно направления полета, лопасти несущего винта вертолета (фиг.1, 2). Продольный гребень 1 расположен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки 2, в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки (фиг.3). Высота гребня "h" составляет не менее 10% максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки (максимального диаметра D круглой балки) для создания суперциркуляционного (т.е. с отклонением вектора скорости от исходного направления) течения потока 3 (фиг.5) вокруг хвостовой балки 2, лежащего в основе принципа действия настоящего устройства.
По длине хвостовой балки 2 продольный гребень располагается от места стыка хвостовой балки с фюзеляжем до места, соответствующего 0,9 от радиуса R несущего винта вертолета (r=0,9 Rнв).
Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом.
На режиме висения или малой горизонтальной скорости хвостовая балка 2 обтекается, главным образом, индуктивным потоком 3 несущего винта. Продольный гребень 1, работая как дефлектор, обеспечивает изменение направления вертикального слоя индуктивного потока 3 над хвостовой балкой 2 от практически вертикального до направления, определяемого плоскостью расположения строительной высоты "h" гребня 1 (фиг.4). Это приводит к возникновению силы 4, направленной в сторону части диска несущего винта с наступающей по направлению полета лопастью и совпадающей по направлению с силой тяги (фиг.1) рулевого винта 5 на режиме висения вертолета. Кроме того, работая как интерцептор, продольный гребень 1 тормозит и отрывает пограничный слой потока 3 от поверхности хвостовой балки 2 ниже места расположения гребня 1, что приводит к повышению давления на поверхности балки 2 за гребнем 1 и возникновению боковой силы 4.
Таким образом, изменение конфигурации хвостовой балки 2 в результате установки продольного гребня 1 приводит к появлению боковой силы 4, направленной в сторону наступающей лопасти для компенсации части реактивного момента несущего винта, дополнительно к силе тяги рулевого винта 5 (или другого основного средства компенсации реактивного момента несущего винта и управления одновинтовым вертолетом).
После разгона вертолета до значительных горизонтальных скоростей хвостовая балка обтекается, в основном, горизонтальным набегающим потоком. На этом режиме гребень 1, имеющий, как правило, отличный от нуля угол между его продольной осью и скоростью набегающего потока, близкий к углу тангажа вертолета, создает дополнительную вертикальную силу, направленную вниз, что улучшает продольную балансировочную характеристику вертолета.
Заявляемое устройство дополнительной, частичной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволяет при наличии одного гребня повысить эффективность управления вертолетом по курсу на режиме висения и малых скоростях полета, улучшить летные характеристики вертолета, уменьшить мощность, передаваемую трансмиссией и потребляемую рулевым винтом. В частности, расчеты и испытания показали, что для вертолета МИ-8 (с одним гребнем на хвостовой балке) величина дополнительного момента (в сравнении с балкой без гребней) эквивалентна увеличению тяги рулевого винта более, чем на 9%.
Claims (1)
- Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащее продольный гребень, установленный на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны отступающей лопасти несущего винта вертолета, отличающееся тем, что продольный гребень установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90°-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки со стороны отступающей лопасти, а высота гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005108078/11A RU2281226C1 (ru) | 2005-03-23 | 2005-03-23 | Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005108078/11A RU2281226C1 (ru) | 2005-03-23 | 2005-03-23 | Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2281226C1 true RU2281226C1 (ru) | 2006-08-10 |
Family
ID=37059580
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005108078/11A RU2281226C1 (ru) | 2005-03-23 | 2005-03-23 | Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2281226C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014123627A2 (en) | 2012-12-18 | 2014-08-14 | Blr Aerospace, L.L.C | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same |
| WO2017027112A3 (en) * | 2015-07-02 | 2017-06-01 | Blr Aerospace, L.L.C. | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods |
| CN113884268A (zh) * | 2021-12-08 | 2022-01-04 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法 |
-
2005
- 2005-03-23 RU RU2005108078/11A patent/RU2281226C1/ru active
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014123627A2 (en) | 2012-12-18 | 2014-08-14 | Blr Aerospace, L.L.C | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same |
| EP2935002A4 (en) * | 2012-12-18 | 2016-02-24 | Blr Aerospace Llc | AIRCRAFT STABILIZATION SYSTEMS AND METHODS OF MODIFYING AN AIRCRAFT WITH THE SAME |
| WO2017027112A3 (en) * | 2015-07-02 | 2017-06-01 | Blr Aerospace, L.L.C. | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods |
| US10279899B2 (en) | 2015-07-02 | 2019-05-07 | Blr Aerospace L.L.C. | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods |
| EP3909848A1 (en) * | 2015-07-02 | 2021-11-17 | BLR Aerospace, LLC | Helicopter and method of manufacturing a helicopter |
| US11447243B2 (en) | 2015-07-02 | 2022-09-20 | Blr Aerospace, L.L.C. | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods |
| CN113884268A (zh) * | 2021-12-08 | 2022-01-04 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法 |
| CN113884268B (zh) * | 2021-12-08 | 2022-02-22 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6116857A (en) | Blade with reduced sound signature, for aircraft rotating aerofoil, and rotating aerofoil comprising such a blade | |
| US8439313B2 (en) | Forward swept winglet | |
| JP6196795B2 (ja) | 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法 | |
| RU2539308C2 (ru) | Поверхность горизонтального стабилизатора летательного аппарата | |
| AU637032B2 (en) | Helicopter antitorque device | |
| US5108044A (en) | Shroud-fin integration shelf for a helicopter empennage structure | |
| EP1436193B1 (en) | Aircraft configuration with improved aerodynamic performance | |
| JPS632799A (ja) | 回転翼航空機の方位及び安定を制御する装置 | |
| US10279899B2 (en) | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods | |
| US8523101B2 (en) | Short take-off aircraft | |
| US20140317900A1 (en) | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same | |
| US9694899B2 (en) | Rotorcraft top fairing having a profile in the shape of a truncated drop of water that is provided with a hump of uneven surface | |
| KR102144145B1 (ko) | 항공기 안정화 시스템 및 이와 관련하여 항공기를 개조하는 방법 | |
| RU2281226C1 (ru) | Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета | |
| US6527229B1 (en) | Aerodynamic lift generating device | |
| CA2730460A1 (en) | Aircraft with at least two propeller drives arranged at a distance from one another in the span width direction of the wings | |
| JP2018052186A (ja) | コンパウンドヘリコプタ | |
| EA024536B1 (ru) | Крыло для создания подъемной силы от набегающего потока | |
| US20120048995A1 (en) | Method For Enhancing The Aerodynamic Efficiency Of The Vertical Tail Of An Aircraft | |
| RU2281227C1 (ru) | Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета | |
| US11208196B2 (en) | Aerodynamic surface for an aircraft | |
| RU2206475C2 (ru) | Устройство для компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета | |
| RU2245821C1 (ru) | Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолёта | |
| EP4005885A1 (en) | Wing-in-ground-effect vehicle | |
| RU2577932C1 (ru) | Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолёта |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190207 Effective date: 20190207 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190207 Effective date: 20190913 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190207 Effective date: 20201224 |