RU2289530C1 - Helicopter main rotor - Google Patents
Helicopter main rotor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2289530C1 RU2289530C1 RU2005117839/11A RU2005117839A RU2289530C1 RU 2289530 C1 RU2289530 C1 RU 2289530C1 RU 2005117839/11 A RU2005117839/11 A RU 2005117839/11A RU 2005117839 A RU2005117839 A RU 2005117839A RU 2289530 C1 RU2289530 C1 RU 2289530C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axis
- blade
- rotor
- vertical hinge
- sleeve
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается несущего винта одновинтового вертолета, несущих винтов вертолета поперечной схемы, верхних несущих винтов вертолетов соосной и продольной схем.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to a rotor of a single-rotor helicopter, rotors of a helicopter of a transverse pattern, upper rotors of a helicopter of coaxial and longitudinal patterns.
Известен несущий винт летательного аппарата, содержащий V-образные торсионы, соединенные с втулкой и через вертикальные шарниры с переходниками крепления лопастей, кожухи из композиционного материала, размещенные вокруг торсионов, при этом на одном конце каждого закреплен рычаг управления углом установки лопасти и сферический подшипник, надетый на палец, закрепленный на втулке, а другой конец кожуха через вертикальный шарнир присоединен к торсиону и к переходнику крепления лопасти, упругий элемент, расположенный в кожухе вдоль оси рукава между переходником крепления лопасти и рычагом управления углом установки лопасти, при этом разрезанным концом упругий элемент жестко соединен с проушинами переходника лопасти, а противоположным концом вставлен в направляющие на рычаге управления углом установки лопасти (см. патент России №2033943, 1991 г. - прототип).Known rotor of an aircraft, containing V-shaped torsion bars connected to the sleeve and through vertical hinges with adapters for fastening the blades, casings of composite material placed around the torsion bars, while at one end of each is fixed a lever for controlling the angle of installation of the blades and a spherical bearing worn on a finger mounted on the sleeve, and the other end of the casing is connected through a vertical hinge to the torsion bar and to the adapter for attaching the blade, an elastic element located in the casing along the axis of the hands between the blade attachment adapter and the blade angle control lever, while the cut end of the elastic element is rigidly connected to the eyes of the blade adapter, and the opposite end is inserted into the guides on the blade angle control lever (see Russian patent No. 2033943, 1991 - prototype )
В таком устройстве отсутствует возможность снижения момента в плоскости вращения в вертикальном шарнире несущего винта, так как не установлено соотношение между жесткостью в плоскости вращения упругого элемента и расстоянием между осью вращения винта и осью вертикального шарнира.In such a device, it is not possible to reduce the moment in the plane of rotation in the vertical hinge of the rotor, since there is no relationship between the stiffness in the plane of rotation of the elastic element and the distance between the axis of rotation of the screw and the axis of the vertical hinge.
Задача, решаемая в заявляемом техническом решении, заключается в снижении момента в плоскости вращения в вертикальном шарнире несущего винта вертолета при осуществлении технического результата - повышении надежности винта.The problem solved in the claimed technical solution is to reduce the moment in the plane of rotation in the vertical hinge of the rotor of the helicopter during the implementation of the technical result is to increase the reliability of the screw.
Существенными признаками заявляемого несущего винта вертолета, общими с прототипом, являются: V-образные торсионы, соединенные с втулкой и через вертикальные шарниры с переходниками крепления лопастей, кожухи из композиционного материала, размещенные вокруг торсионов, при этом на одном конце каждого закреплен рычаг управления углом установки лопасти и сферический подшипник, надетый на палец, закрепленный на втулке, а другой конец кожуха через вертикальный шарнир присоединен к торсиону и к переходнику крепления лопасти, упругий элемент, расположенный в кожухе вдоль оси рукава между переходником крепления лопасти и рычагом управления углом установки лопасти, при этом разрезанным концом упругий элемент жестко соединен с проушинами переходника, а противоположным концом вставлен в направляющие на рычаге управления углом установки лопасти.The essential features of the inventive rotor of the helicopter, common with the prototype, are: V-shaped torsion bars connected to the sleeve and through vertical hinges with adapters for fastening the blades, casings made of composite material placed around the torsion bars, while at one end of each the control lever is mounted blades and a spherical bearing, worn on a finger, mounted on the sleeve, and the other end of the casing through a vertical hinge attached to the torsion bar and to the adapter for attaching the blade, an elastic element located in the casing along the axis of the sleeve between the blade attachment adapter and the blade angle control lever, while the cut end of the elastic element is rigidly connected to the adapter eyes, and the opposite end is inserted into the guides on the blade angle control lever.
Признаком заявляемого изобретения, отличным от прототипа, является упругий элемент несущего винта, выполненный с изгибной жесткостью EJy в плоскости вращения, определяемой соотношениемA sign of the claimed invention, different from the prototype, is an elastic element of the rotor made with bending stiffness EJ y in the plane of rotation, determined by the ratio
где: EJx - изгибная жесткость в плоскости вращения торсиона несущего винта;where: EJ x is the bending stiffness in the plane of rotation of the rotor torsion;
d - расстояние от середины контактной площадки упругого элемента с направляющими рычага управления углом установки лопасти до переходника крепления лопасти;d is the distance from the middle of the contact pad of the elastic element with the guides of the control lever of the blade installation angle to the blade mounting adapter;
y - переменная интегрирования по длине упругого элемента по направлению от середины контактной площадки к переходнику крепления лопасти;y is the integration variable along the length of the elastic element in the direction from the middle of the contact pad to the blade attachment adapter;
b - расстояние между осью вертикального шарнира и осью болта крепления торсиона к втулке винта;b is the distance between the axis of the vertical hinge and the axis of the bolt securing the torsion bar to the screw hub;
x - переменная интегрирования по длине торсиона по направлению от оси вертикального шарнира к втулке;x is the integration variable along the length of the torsion bar in the direction from the axis of the vertical hinge to the sleeve;
l - расстояние от середины контактной площадки до оси вертикального шарнира;l is the distance from the middle of the contact pad to the axis of the vertical hinge;
ω - частота вращения несущего винта;ω is the rotor speed;
l0 - расстояние между осью вращения винта и осью вертикального шарнира;l 0 - the distance between the axis of rotation of the screw and the axis of the vertical hinge;
S - статический момент массы лопасти относительно оси вертикального шарнира.S is the static moment of mass of the blade relative to the axis of the vertical hinge.
Совокупность признаков заявляемого изобретения, отличная от прототипа, является необходимой и достаточной для обеспечения технического результата.The combination of features of the claimed invention, different from the prototype, is necessary and sufficient to ensure a technical result.
Технический результат - повышение надежности несущего винта реализуется при осуществлении совокупности существенных признаков заявляемого изобретения, причинно-следственная связь между которыми следует из соотношения (14).EFFECT: increased rotor reliability is realized when implementing the set of essential features of the claimed invention, a causal relationship between which follows from relation (14).
На чертеже представлен вид сверху на рукав несущего винта вертолета.The drawing shows a top view of the sleeve of the rotor of the helicopter.
На втулке 1 винта закреплен рукав несущего винта, содержащий: торсион 2, переходник 3 крепления лопасти, кожух 4, рычаг 5 управления углом установки лопасти, упругий элемент 6, направляющие 7 рычага управления углом установки лопасти. Контакт между упругим элементом 6 и направляющими 7 осуществляется по контактной площадке 8, длина которой обозначена α. Ось симметрии рукава 9, ось вертикального шарнира 10, ось болта 11 крепления торсиона к втулке, ось вращения винта 12. В переходнике 3 рукава винта установлена лопасть 13. Расстояние от середины контактной площадки 8 до оси вертикального шарнира 10 обозначено l, до переходника 3 крепления лопасти - d. Расстояние между осью вертикального шарнира 10 и осью болта 11 крепления торсиона к втулке обозначено b. Расстояние между осью вращения винта 12 и осью вертикального шарнира 10 обозначено l0. Плоскость вращения винта перпендикулярна оси вращения винта 12 и проходит через ось симметрии рукава 9. Переменная интегрирования по длине упругого элемента 6 обозначена y, и интегрирование происходит по направлению от середины контактной площадки 8 к переходнику 3 крепления лопасти. Переменная интегрирования по длине торсиона 2 обозначена x, и интегрирование происходит по направлению от оси вертикального шарнира 10 к втулке 1. Амплитуда угловых колебаний лопасти 13 относительно оси вертикального шарнира 10 обозначена γ, момент, действующий относительно оси 10, обозначен M. Сила Р перпендикулярна оси рукава 9, приложена к упругому элементу 6 посередине контактной площадки 8 и к торсиону 2 по оси вертикального шарнира 10. S - статический момент массы лопасти относительно оси вертикального шарнира, ω - частота вращения несущего винта.A rotor sleeve is fixed on the rotor sleeve 1, comprising: a torsion bar 2, an adapter 3 for attaching a blade, a casing 4, a lever 5 for controlling the angle of installation of the blade, an elastic element 6, guides 7 of the lever for controlling the angle of installation of the blade. The contact between the elastic element 6 and the guides 7 is carried out on the contact pad 8, the length of which is indicated by α. The axis of symmetry of the sleeve 9, the axis of the vertical hinge 10, the axis of the bolt 11 securing the torsion bar to the sleeve, the axis of rotation of the screw 12. A blade 13 is installed in the adapter 3 of the sleeve of the screw 13. The distance from the middle of the contact pad 8 to the axis of the vertical hinge 10 is l, to the adapter 3 of the mount blades - d. The distance between the axis of the vertical hinge 10 and the axis of the bolt 11 securing the torsion bar to the sleeve is indicated by b. The distance between the axis of rotation of the screw 12 and the axis of the vertical hinge 10 is indicated by l 0 . The plane of rotation of the screw is perpendicular to the axis of rotation of the screw 12 and passes through the axis of symmetry of the sleeve 9. The integration variable along the length of the elastic element 6 is denoted by y, and integration occurs in the direction from the middle of the contact pad 8 to the adapter 3 of the blade attachment. The integration variable along the length of torsion 2 is denoted by x, and integration occurs in the direction from the axis of the vertical hinge 10 to the sleeve 1. The amplitude of the angular vibrations of the blade 13 relative to the axis of the vertical hinge 10 is denoted by γ, the moment acting relative to the axis 10 is denoted M. The force P is perpendicular to the axis sleeve 9, is applied to the elastic element 6 in the middle of the contact pad 8 and to the torsion 2 along the axis of the vertical hinge 10. S is the static moment of mass of the blade relative to the axis of the vertical hinge, ω is the rotational speed of the carrier in NTA.
При вращении несущего винта в полете лопасть 13 совершает угловые колебания с амплитудой γ относительно оси вертикального шарнира 10. Возникающий при этом момент М относительно оси вертикального шарнира 10 уравновешивается силой P=M/l, приложенной к упругому элементу 6 посередине контактной площадки 8 перпендикулярно оси рукава 9 и действующей так же на торсион 2 по оси вертикального шарнира 10 перпендикулярного оси рукава 9. Сила Р вызывает деформации упругого элемента 6 и торсиона 2, формирующие угловую жесткость С в вертикальном шарнире, вычисляемую с применением интеграловWhen the rotor rotates in flight, the blade 13 makes angular oscillations with amplitude γ relative to the axis of the vertical hinge 10. The resulting moment M relative to the axis of the vertical hinge 10 is balanced by the force P = M / l applied to the elastic element 6 in the middle of the contact pad 8 perpendicular to the axis of the sleeve 9 and also acting on torsion 2 along the axis of the vertical hinge 10 perpendicular to the axis of the sleeve 9. The force P causes deformation of the elastic element 6 and torsion 2, forming the angular stiffness C in the vertical hinge, subtracting trolled using integrals
Поскольку момент M связан с жесткостью C соотношением M=C·γ, то при регламентируемых в полете амплитудах угловых колебаний лопасти в вертикальном шарнире наименьшие величины момента в плоскости вращения получают при значении жесткости упругого элемента 6 несущего винта, которую устанавливают по полученному в результате исследований соотношению (14).Since the moment M is related to the stiffness C by the relation M = C (fourteen).
Возможность осуществления технического решения следует из представленных графических материалов, описания устройства в статике и в динамике, полученного в результате исследований соотношения (14).The possibility of implementing a technical solution follows from the presented graphic materials, a description of the device in statics and dynamics, obtained as a result of studies of relation (14).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005117839/11A RU2289530C1 (en) | 2005-06-09 | 2005-06-09 | Helicopter main rotor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005117839/11A RU2289530C1 (en) | 2005-06-09 | 2005-06-09 | Helicopter main rotor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2289530C1 true RU2289530C1 (en) | 2006-12-20 |
Family
ID=37666788
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005117839/11A RU2289530C1 (en) | 2005-06-09 | 2005-06-09 | Helicopter main rotor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2289530C1 (en) |
-
2005
- 2005-06-09 RU RU2005117839/11A patent/RU2289530C1/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2499738C1 (en) | Rotary wing blade, rotor including at least two such blades and method of configuring such rotor | |
| US10472057B2 (en) | Rotor assembly with high lock-number blades | |
| EP2653384B1 (en) | Blade attachment for a bearingless rotor of a helicopter | |
| GB2220990A (en) | Aircraft engine fan blade mounting | |
| EP2639154B1 (en) | Dual frequency damper for an aircraft | |
| EP2184229A1 (en) | Helicopter rotor | |
| EP2336024B1 (en) | Rotor bearing structure, rotorcraft carrying said bearing structure and method for avoiding instable coupling of the system eigenmodes | |
| JPH0159158B2 (en) | ||
| US3035643A (en) | Device to alter dynamic characteristics of rotor systems | |
| US4874292A (en) | Apparatus for damping helicopter rotor blade oscillations | |
| RU2289530C1 (en) | Helicopter main rotor | |
| US4239456A (en) | Rotor blade out-of-plane centrifugal pendulums | |
| Johnson | Analytical model for tilting proprotor aircraft dynamics, including blade torsion and coupled bending modes, and conversion mode operation | |
| RU2267447C1 (en) | Helicopter main rotor | |
| US4360337A (en) | Damping device for a helicopter rotor blade | |
| EP3575211B1 (en) | Rotor assembly with high lock-number blades | |
| Rodgers et al. | Hover testing of a 1/6 th Mach-scale CH-47 D blade with integral twist actuation | |
| US3378083A (en) | Hub restraint | |
| US4518313A (en) | Wind blade vibration eliminator for helicopters | |
| RU2259305C1 (en) | Main rotor for co-axial configuration helicopter | |
| EP3216695B1 (en) | Rotor assembly with high lock-number blades | |
| US20200292410A1 (en) | Method and system for determining rotor states | |
| JPS6338098A (en) | Lead/lug motion damper for blade of helicopter rotor system | |
| RU2078008C1 (en) | Device for dampening vibrations of helicopter main rotor blades | |
| CA2995295A1 (en) | Rotor assembly with high lock-number blades |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |