RU2282565C2 - Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента - Google Patents
Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282565C2 RU2282565C2 RU2004128854/11A RU2004128854A RU2282565C2 RU 2282565 C2 RU2282565 C2 RU 2282565C2 RU 2004128854/11 A RU2004128854/11 A RU 2004128854/11A RU 2004128854 A RU2004128854 A RU 2004128854A RU 2282565 C2 RU2282565 C2 RU 2282565C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- torque compensator
- reaction torque
- synchronization mechanism
- truncated cone
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Micromachines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструкции вертолетов. Вертолет снабжен органами управления механизмом синхронизации путевого управления, электродвигателем, обеспечивающим вращение оси, где закреплен вращающийся усеченный конус с обтекателем для компенсации реактивного момента. Механизм синхронизации путевого управления кинематически связан с ручкой управления. Техническим результатом изобретения является улучшение летно-технических характеристик. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к вертолетам и может быть использовано в качестве транспортного грузопассажирского вертолета.
Заявителю известен ближайший аналог (прототип) заявляемого изобретения как наиболее близкий ему по совокупности существенных признаков. Данный аналог представляет собой вертолет, выполненный по одновинтовой схеме, содержащий двигатель, главный редуктор, несущий винт (НВ), рулевой винт (В.Ф.Ромасевич, Г.А.Самойлов. Практическая аэродинамика вертолетов. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР. - 1980. - С.24-26).
Недостатком этого вертолета является повышенный, по сравнению с заявленным, процент мощности, потребляемый трансмиссией.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, является уменьшение мощности, требуемой для компенсации реактивного момента несущего винта, а также уменьшение веса конструкции вертолета и увеличение его весовой отдачи.
Техническим результатом изобретения является улучшение летно-технических характеристик вертолета и уменьшение стоимости его изготовления и эксплуатации за счет использования роторного компенсатора реактивного момента.
Упомянутая задача достигается тем, что вертолет с роторным компенсатором реактивного момента содержит двигатель, главный редуктор, несущий винт, механизм синхронизации с осью, на которой размещен вращающийся усеченный конус с обтекателем.
Предлагаемый вертолет с роторным компенсатором реактивного момента иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1-3.
На фиг.1 показан общий вид вертолета с роторным компенсатором реактивного момента.
На фиг.2 - принципиальная схема эффекта Магнуса.
На фиг.3 - принцип действия роторного компенсатора реактивного момента.
Вертолет содержит несущий винт 1, приводимый во вращение двигатель через главный редуктор (на чертежах не показаны), установленный в задней части фюзеляжа шарнирный механизм синхронизации 2 путевого управления, кинематически связанный с ручкой управления 3 циклическим шагом. На механизме синхронизации 2 установлен электродвигатель 4 постоянного тока, обеспечивающий вращение оси 5, на которой закреплен усеченный конус 6 с обтекателем 7. Усеченный конус 6 может быть полым. Реостат 8, изменяющий обороты электродвигателя 4, связан с педалями 9 путевого управления (фиг.1).
В основе работы роторного компенсатора реактивного момента лежит эффект Магнуса. Он заключается в том, что вращающийся цилиндр в потоке воздуха создает аэродинамическую силу, направленную перпендикулярно к этому потоку за счет того, что с одной стороны цилиндра вектор скорости вращения цилиндра и вектор скорости потока направлены в одну сторону, а с другой стороны вектор скорости вращения цилиндра и вектор скорости потока направлены навстречу друг другу. Поэтому с одной стороны цилиндра создается разрежение, а с другой повышенное давление. Разность давлений по обеим сторонам цилиндра создает аэродинамическую силу - Р, вектор которой направлен в сторону пониженного давления, т.е. в ту сторону, где вектора скоростей потока и вращения цилиндра совпадают по направлению (фиг.2).
Работа вертолета с роторным компенсатором реактивного момента осуществляется следующим образом. Усеченный конус 6, вращаясь в индуктивном потоке несущего винта, создает аэродинамическую силу Р (фиг.3), вектор которой направлен в сторону вращения НВ вертолета и тем самым компенсирует реактивный момент. Изменение оборотов электродвигателя 4 за счет реостата 8 в большую или меньшую сторону повлечет за собой разворот всего вертолета влево или вправо, что является путевым управлением вертолета.
На режиме косой обдувки, т.е. в поступательном полете, усеченный конус 6 вместе с осью 5 за счет механизма синхронизации 2, ручки управления 3 циклическим шагом и проводки управления 3 повернется вверх относительно оси 5 шарнирного механизма синхронизации 2 на определенный угол, чем больше отклонение ручки управления 3 вперед, тем на больший угол поднимется и усеченный конус 6. Это необходимо для того, чтобы усеченный конус 6 постоянно находился в индуктивном потоке НВ, иначе может начаться вращение вертолета в сторону вращения НВ за счет реактивного момента, создаваемого им.
Claims (2)
1. Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента, содержащий двигатель, главный редуктор и несущий винт, отличающийся тем, что он снабжен связанным с органами управления механизмом синхронизации путевого управления с установленным на нем электродвигателем, обеспечивающим вращение оси, на которой закреплен вращающийся усеченный конус с обтекателем для компенсации реактивного момента.
2. Вертолет по п.1, отличающийся тем, что механизм синхронизации путевого управления кинематически связан с ручкой управления, педали рулевого управления связаны с реостатом, изменяющим обороты электродвигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004128854/11A RU2282565C2 (ru) | 2004-09-29 | 2004-09-29 | Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004128854/11A RU2282565C2 (ru) | 2004-09-29 | 2004-09-29 | Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2282565C2 true RU2282565C2 (ru) | 2006-08-27 |
Family
ID=37061418
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004128854/11A RU2282565C2 (ru) | 2004-09-29 | 2004-09-29 | Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2282565C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP4011765A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with an asymmetrical rear section |
EP4011766A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | A rotary wing aircraft with an asymmetrical front section |
EP4011767A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a stabilizer arrangement |
EP4036003A1 (en) | 2021-01-27 | 2022-08-03 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a shrouded tail propeller |
-
2004
- 2004-09-29 RU RU2004128854/11A patent/RU2282565C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP4011765A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with an asymmetrical rear section |
EP4011766A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | A rotary wing aircraft with an asymmetrical front section |
EP4011767A1 (en) | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a stabilizer arrangement |
US11655021B2 (en) | 2020-12-14 | 2023-05-23 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Rotary wing aircraft with an asymmetrical rear section |
EP4036003A1 (en) | 2021-01-27 | 2022-08-03 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a shrouded tail propeller |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8256704B2 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
US7604198B2 (en) | Rotorcraft having coaxial counter-rotating rotors which produce both vertical and horizontal thrust and method of controlled flight in all six degrees of freedom | |
US8727265B2 (en) | Helicopter with cycloidal rotor system | |
CN101559702B (zh) | 纵列式双涵道垂直起降陆空交通工具 | |
US8777150B2 (en) | Convertiplane | |
US5085315A (en) | Wide-range blade pitch control for a folding rotor | |
US7198223B2 (en) | Ultralight coaxial rotor aircraft | |
US20180222579A1 (en) | Lift rotor and vertical or short take-off and/or landing hybrid aerodyne comprising same | |
RU2563921C1 (ru) | Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом | |
CN204660023U (zh) | 飞行器 | |
US20100258671A1 (en) | Aircraft having helicopter rotor and front mounted propeller | |
CN105667781A (zh) | 一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器 | |
US6978969B1 (en) | Fly-drive vehicle | |
CN205633041U (zh) | 一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器 | |
CN107672802A (zh) | 开槽涵道式卷流旋翼飞行器 | |
RU2005135517A (ru) | Вертолет-самолет-амфибия | |
US20190241260A1 (en) | Rotary aircraft and method of use | |
US5405104A (en) | Stopped rotor aircraft utilizing a flipped airfoil X-wing | |
EP3247630A1 (en) | Rotary-wing aircraft with ducted anti-torque device | |
RU2282565C2 (ru) | Вертолет с роторным компенсатором реактивного момента | |
WO2015094020A2 (ru) | Конвертоплан с реактивным приводом роторов, управляемый роторами посредством автоматов перекоса, через рычаги управления, не требующий дополнительных средств управления | |
US20070095973A1 (en) | Aircraft having a helicopter rotor and an inclined front mounted propeller | |
WO2019117304A1 (ja) | ブレードの可変捩り角機構を有する回転翼航空機 | |
KR102075115B1 (ko) | 블레이드를 덮개로 이용하는 리프트 팬을 포함하는 비행체 | |
US8944366B2 (en) | Rotorcraft empennage mounting system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130930 |