RU2373113C2

RU2373113C2 - Helicopter

Info

Publication number: RU2373113C2
Application number: RU2008102211/11A
Authority: RU
Inventors: Станислав Викторович Лушин (RU); Станислав Викторович Лушин; Владимир Алексеевич Зобнин (RU); Владимир Алексеевич Зобнин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date: 2008-01-25
Filing date: 2008-01-25
Publication date: 2009-11-20
Also published as: RU2008102211A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: helicopter comprises wing (2) mounted on chassis (1) and equipped with rotors arranged on opposite sides. Wing features increased completed height and has appropriate load bearing set. Wing inside accommodates whatever hardware on helicopter complete set. Rotor axles (8) are inclined from helicopter axis of symmetry towards outward plane β=3°…6°. Projection of perpendicular to wing waterline onto helicopter plane of symmetry makes the angle γ=4°…10° to vertical.

EFFECT: higher speed and maneuverability.

2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиации, в частности к вертолетам поперечной схемы.The invention relates to aviation, in particular to transverse helicopters.

В настоящее время чрезвычайно актуальна задача создания боевых вертолетов с повышенной грузоподъемностью, способных нести на борту большое количество вооружения.Currently, the extremely urgent task of creating combat helicopters with increased carrying capacity, capable of carrying a large number of weapons on board.

Известен боевой ударный вертолет Ка-50 [1], выбранный в качестве аналога, выполненный по соосной схеме и имеющий в своем составе фюзеляж, шасси, два несущих винта, крылья с расположенными под ними узлами подвески для подвешивания вооружения и хвостовое оперение.Known combat attack helicopter Ka-50 [1], selected as an analogue, made according to the coaxial scheme and incorporating the fuselage, landing gear, two main rotors, wings with suspension units located under them for hanging weapons and tail.

Основным недостатком аналога является ограниченное количество узлов подвески для вооружения, которые могут быть расположены под крыльями вертолета, а также ограниченная масса вооружения, которое может быть подвешено к каждому узлу подвески. Это ограничение вызвано необходимостью балансировки вертолета вследствие исполнения вертолета согласно соосной схеме, а также недостаточно высокой прочностью крыльев.The main disadvantage of the analogue is the limited number of suspension units for weapons that can be located under the wings of a helicopter, as well as the limited mass of weapons that can be suspended from each suspension unit. This limitation is caused by the need to balance the helicopter due to the execution of the helicopter according to the coaxial scheme, as well as the insufficiently high strength of the wings.

Известен вертолет поперечной схемы Ми-12 (патенты-аналоги [2] и [3]), выбранный в качестве прототипа, содержащий фюзеляж, шасси, двигатели с несущими винтами, крылья, систему ферм.Known cross-section helicopter Mi-12 (patents-analogues [2] and [3]), selected as a prototype, containing the fuselage, landing gear, engines with rotors, wings, truss system.

К недостаткам прототипа следует отнести низкую скорость и недостаточную маневренность вертолета; а также невозможность использования вертолета Ми-12 для подвешивания под его крыльями вооружения из-за системы ферм, расположенной под крыльями Ми-12; невысокую прочность и боевую живучесть крыльев вертолета.The disadvantages of the prototype include low speed and lack of maneuverability of the helicopter; as well as the impossibility of using the Mi-12 helicopter for hanging weapons under its wings due to the truss system located under the wings of the Mi-12; low strength and combat survivability of the wings of a helicopter.

Предлагаемое изобретение направлено на решение следующих задач: адаптация поперечной схемы вертолета для использования в качестве боевого, а именно для подвешивания вооружения на нижней поверхности крыла; повышение скорости и маневренности вертолета; повышение прочностных характеристик и боевой живучести крыла вертолета.The present invention is aimed at solving the following problems: adaptation of the transverse diagram of the helicopter for use as a combat helicopter, namely for suspending weapons on the lower surface of the wing; increasing the speed and maneuverability of the helicopter; increasing strength characteristics and combat survivability of a helicopter wing.

Задача решается за счет того, что вертолет содержит шасси, крыло, двигатели, два несущих винта, расположенные согласно поперечной схеме, элементы подвески вооружения, расположенные на нижней поверхности крыла вертолета, систему управления вертолетом, средство синхронизации несущих винтов, двигатели с несущими винтами установлены на противоположных концах крыла, между двигателями установлено средство синхронизации несущих винтов, оси несущих винтов в продольной плоскости наклонены во внешнюю от плоскости симметрии вертолета сторону на угол β=3…6°, а их проекции на плоскость симметрии вертолета перпендикулярны к поверхности земли, при этом крыло выполнено подкрепленным с помощью силового набора, с большой строительной высотойThe problem is solved due to the fact that the helicopter contains a chassis, a wing, engines, two rotors located in accordance with the transverse diagram, weapons suspension elements located on the lower surface of the helicopter wing, a helicopter control system, rotor synchronization means, rotor engines mounted on opposite ends of the wing, between the engines there is a means of synchronizing the rotors, the axes of the rotors in the longitudinal plane are tilted to the side n external to the plane of symmetry of the helicopter and the angle β = 3 ... 6 °, and their projections on the plane of symmetry of the helicopter are perpendicular to the surface of the earth, while the wing is made reinforced using a power set, with a large building height

и с полостью для размещения аппаратуры вертолета, а проекция перпендикуляра к строительной горизонтали крыла на плоскость симметрии вертолета образует угол γ=4…10° к вертикали; где с - высота профиля крыла; b - хорда профиля крыла, строительная горизонталь крыла - прямая, относительно которой построен профиль крыла, проходящая через хорду профиля крыла b.and with a cavity for accommodating the equipment of the helicopter, and the projection of the perpendicular to the building horizontal of the wing on the plane of symmetry of the helicopter forms an angle γ = 4 ... 10 ° to the vertical; where c is the height of the wing profile; b is the chord of the wing profile, the construction horizontal of the wing is a straight line relative to which the wing profile is built, passing through the chord of the wing profile b.

В частном случае исполнения задача решается за счет того, что в полости для размещения аппаратуры вертолета расположены система управления вертолетом, двигатели, топливная система, включающая в себя топливные баки, элементы трансмиссии, электрооборудование.In the particular case of execution, the problem is solved due to the fact that the helicopter control system, engines, fuel system, including fuel tanks, transmission elements, electrical equipment, are located in the cavity for accommodating the helicopter equipment.

Изобретение имеет следующие преимущества по сравнению с прототипом: исполнение крыла с повышенной строительной высотой и размещение всего оборудования вертолета в полости внутри крыла позволяют отказаться от фюзеляжа и использовать для подвески вооружения всю длину крыла, а также позволяют повысить боевую живучесть крыла, упростить конструкцию и снизить стоимость ее изготовления; размещение винтов согласно поперечной схеме вертолета позволяет повысить управляемость вертолета в полете.The invention has the following advantages compared to the prototype: the execution of the wing with increased building height and the placement of all the helicopter equipment in the cavity inside the wing allows you to abandon the fuselage and use the entire length of the wing to suspend weapons, and also increase the combat survivability of the wing, simplify the design and lower cost its manufacture; the placement of screws according to the transverse diagram of the helicopter allows you to increase the controllability of the helicopter in flight.

На фиг.1, фиг.2 и фиг.3 изображены главный вид вертолета, вид сбоку и вид сверху соответственно. На фиг.4 изображена форма профиля крыла вертолета. На фиг.5 изображено крыло вертолета с разрезом для демонстрации полости для размещения аппаратуры вертолета и силовых элементов, входящих в конструкцию крыла.Figure 1, figure 2 and figure 3 shows the main view of the helicopter, side view and top view, respectively. Figure 4 shows the profile shape of the wing of a helicopter. Figure 5 shows the wing of the helicopter with a slit to demonstrate the cavity for placing the equipment of the helicopter and power elements included in the wing structure.

Вертолет содержит шасси 1, на котором установлено крыло 2. Шасси 1 может быть трехопорным, при этом в плоскости симметрии вертолета П₁ расположена основная опора шасси 1, способная воспринимать большую часть нагрузок на шасси 1. Вспомогательные опоры шасси 1 расположены на противоположных концах крыла 2 симметрично относительно плоскости симметрии вертолета П₁ согласно поперечной схеме расположения несущих винтов [4]. Основная опора шасси 1 и вспомогательные опоры шасси 1 закреплены на нижней поверхности крыла 2, в частном случае опоры шасси 1 могут быть выполнены убираемыми (см. фиг.1-3).The helicopter contains a landing gear 1, on which the wing 2 is mounted. The landing gear 1 can be tricycle, while in the plane of symmetry of the helicopter П _{1 there} is the main landing gear support 1, capable of absorbing most of the loads on the landing gear 1. Auxiliary landing gear supports 1 are located at opposite ends of the wing 2 symmetrically relative to the plane of symmetry of the helicopter P ₁ according to the transverse arrangement of rotors [4]. The main landing gear 1 and the auxiliary landing gear 1 are mounted on the lower surface of the wing 2, in the particular case, the landing gear 1 can be made removable (see Fig.1-3).

Крыло 2 на виде сверху имеет форму прямоугольника (см. фиг.3). Длину крыла l выбирают из соображений расположения вооружения на нижней поверхности крыла 2. Внутри крыла 2 расположена полость для размещения аппаратуры вертолета 3. Крыло 2 выполнено с постоянным по длине профилем. Профиль крыла 2 выполнен, например, согласно [5], но с большой строительной высотой, например

, исходя из соображений расположения аппаратуры в полости для размещения аппаратуры вертолета 3. Строительная высотаThe wing 2 in the top view has the shape of a rectangle (see figure 3). The length of the wing l is chosen for reasons of the location of weapons on the lower surface of the wing 2. Inside the wing 2 there is a cavity for accommodating the equipment of the helicopter 3. The wing 2 is made with a constant length profile. The wing profile 2 is made, for example, according to [5], but with a large building height, for example

, based on considerations of the location of the equipment in the cavity for placement of the equipment of the helicopter 3. Construction height

где с - высота профиля крыла 2; b - хорда профиля крыла 2. Построение профиля крыла 2 осуществлено от прямой, называемой строительной горизонталью крыла СГК таким образом, что с СГК совпадает хорда профиля крыла b. СГК профилей крыла 2 по размаху крыла 2 образуют плоскость строительных горизонталей крыла (П_CГК, см. фиг.2). Дополнительно крыло 2 имеет в своей конструкции силовые элементы, образующие силовой набор крыла 2, например лонжероны 4 и нервюры 5. В частности, лонжероны 4 и нервюры 5 могут быть выполнены со стенками (см. фиг.5, стенки позицией не обозначены) и таким образом полость для размещения аппаратуры вертолета 3 может быть разбита на отдельные ячейки. Силовые элементы выполнены и расположены с учетом размещения в полости для размещения аппаратуры вертолета 3, например, системы управления вертолетом, двигателей 6, топливной системы, включающей в себя топливные баки, насосы и трубопроводы, элементов трансмиссии, таких как редукторы и средство синхронизации, электрооборудования (не показано).where c is the height of the wing profile 2; b is the chord of the wing profile 2. The construction of the wing profile 2 is carried out from a straight line, called the construction horizontal of the wing of the SGK in such a way that the chord of the wing profile coincides with the SGK b. SGC wing profiles 2 along the span of wing 2 form the plane of the construction contours of the wing (P _SGK , see _figure 2). Additionally, the wing 2 has in its design power elements that form the power set of the wing 2, for example spars 4 and ribs 5. In particular, the spars 4 and ribs 5 can be made with walls (see figure 5, the walls are not indicated by the position) and so Thus, the cavity for accommodating the equipment of the helicopter 3 can be divided into separate cells. The power elements are made and arranged taking into account the placement in the cavity for placing the equipment of the helicopter 3, for example, a helicopter control system, engines 6, a fuel system including fuel tanks, pumps and pipelines, transmission elements such as gearboxes and synchronization means, electrical equipment ( not shown).

Крыло 2 установлено таким образом, что перпендикуляр «а» к П_СГК образует угол γ=4…10° с вертикальной плоскостью П₂, перпендикулярной плоскости П₁ [6]. Таким образом П_СГК и крыло 2 имеют наклон такой, что передняя кромка крыла 2 выше задней кромки крыла 2 при положении вертолета на земле. Это сделано для того, чтобы в полете, когда П_СГК приобретает горизонтальное положение относительно поверхности земли, оси несущих винтов были наклонены на угол γ вперед по направлению полета А, таким образом создавая горизонтальную составляющую силы, с которой несущие винты 7 действуют на вертолет, что обеспечивает перемещение вертолета в горизонтальном направлении. Таким образом, введение дополнительных двигателей, обеспечивающих горизонтальное перемещение, не требуется (см. фиг.2).Wing 2 is installed in such a way that the perpendicular “a” to the P _SGC forms an angle γ = 4 ... 10 ° with the vertical plane P ₂ perpendicular to the plane P ₁ [6]. Thus, the P _GC and wing 2 have a slope such that the leading edge of the wing 2 is higher than the trailing edge of the wing 2 when the helicopter is on the ground. This is done so that in flight, when the P _GC acquires a horizontal position relative to the surface of the earth, the axes of the rotors are tilted an angle γ forward in the direction of flight A, thereby creating a horizontal component of the force with which the rotors 7 act on the helicopter, which provides movement of the helicopter in the horizontal direction. Thus, the introduction of additional engines providing horizontal movement is not required (see figure 2).

Двигатели 6 установлены в полости для размещения аппаратуры вертолета 3 на противоположных концах крыла 2 симметрично относительно плоскости П₁. Каждый из двигателей 6 соединен с редуктором, который, в свою очередь, соединен с осью несущего винта 8. На противоположном конце каждой оси несущего винта 8 с помощью втулки 9 установлены лопасти несущего винта 10, например четыре для каждого несущего винта 7. Лопасти несущего винта 10 установлены с возможностью изменения углов установки лопастей. Каждый из двигателей 6 соединен со средством синхронизации, которое может быть выполнено, например, в виде синхронизирующего вала [7]. Оси несущих винтов 8 симметрично относительно плоскости П₁ расположены в вертикальной плоскости П₂, перпендикулярной плоскости П₁, и имеют наклон относительно плоскости П₁ во внешнюю сторону на угол β=3…6° [8].The engines 6 are installed in the cavity for accommodating the equipment of the helicopter 3 at opposite ends of the wing 2 symmetrically relative to the plane P ₁ . Each of the motors 6 is connected to a gearbox, which, in turn, is connected to the axis of the rotor 8. At the opposite end of each axis of the rotor 8, the rotor blades 10 are installed using the sleeve 9, for example four for each rotor 7. The rotor blades 10 are installed with the possibility of changing the angles of installation of the blades. Each of the motors 6 is connected to a synchronization means, which can be performed, for example, in the form of a synchronizing shaft [7]. The axis of the rotors 8 symmetrically relative to the plane P ₁ are located in the vertical plane P ₂ perpendicular to the plane P ₁ and have an inclination relative to the plane P ₁ to the outside by an angle β = 3 ... 6 ° [8].

На нижней поверхности крыла 2 по всей длине крыла 2 расположены элементы подвески вооружения 11 с соблюдением интервалов между ними (см. фиг.1). Элементы подвески вооружения 11 позволяют закрепить на нижней поверхности крыла 2 с возможностью отсоединения элементы вооружения, в частности, например управляемые снаряды.On the lower surface of the wing 2 along the entire length of the wing 2 are the suspension elements of weapons 11 in compliance with the intervals between them (see figure 1). Suspension elements of weapons 11 allow to fix on the lower surface of the wing 2 with the possibility of disconnecting elements of weapons, in particular, for example guided missiles.

Вертолет работает следующим образом.The helicopter operates as follows.

Включают двигатели 6, раскручивают несущие винты 7. Осуществляют взлет по вертикальной схеме или с разбегом. С помощью системы управления вертолетом подают управляющий сигнал на механизмы управления углами установки лопастей несущих винтов 10. Управляют углом установки лопастей несущих винтов 10 и, таким образом, приводят крыло 2 в положение, соответствующее минимальному сопротивлению, при котором СГК крыла занимает горизонтальное положение относительно поверхности земли, а оси несущих винтов 8 получают по направлению полета наклон на угол γ относительно вертикали. Стабилизация обеспечивается углом наклона осей несущих винтов β в плоскости П₂. Выполняют программу полета, в которую, в частности, могут быть включены: перемещение на позицию, с которой возможно атаковать цель, атака цели, в частности, например запуск в сторону цели управляемых снарядов, маневрирование, перемещение на позицию, в которой может быть осуществлена посадка. При запуске управляемых снарядов в сторону цели, а следовательно, при потере массы и смещении центра масс вертолета поперечная схема исполнения вертолета позволяет сохранять балансировку в воздухе лучше, чем соосная [1]. Возвращают крыло 2 и оси несущих винтов 8 в исходное положение. Осуществляют посадку.Engines 6 are turned on, the rotors 7 are untwisted. Take off in a vertical pattern or with an take-off run. Using the helicopter control system, a control signal is supplied to the control mechanisms for the angles of installation of the rotor blades 10. The angle of installation of the blades of the rotor blades 10 is controlled and, therefore, the wing 2 is brought into a position corresponding to the minimum resistance at which the wing SGC occupies a horizontal position relative to the ground surface and the axis of the rotors 8 receive in the direction of flight an inclination by an angle γ relative to the vertical. Stabilization is provided by the angle of inclination of the axes of the rotors β in the plane of P ₂ . A flight program is being carried out, which, in particular, may include: moving to a position from which it is possible to attack the target, attacking the target, in particular, for example, launching guided projectiles towards the target, maneuvering, moving to a position in which landing can be carried out . When guided missiles are launched towards the target, and consequently, when the mass is lost and the center of mass of the helicopter is shifted, the transverse helicopter execution pattern allows balancing in air to be better than coaxial [1]. Return the wing 2 and the axis of the rotors 8 to its original position. Landing.

Предлагаемое исполнение крыла 2 вертолета приводит к упрощению конструкции и уменьшению стоимости ее производства. Также исполнение крыла 2 позволяет максимально задействовать нижнюю поверхность крыла для подвешивания к ней вооружения. Помимо этого, большая строительная высота крыла и усиленный силовой набор увеличивают боевую живучесть крыла по сравнению с крыльями других вертолетов. Дополнительно, исполнение вертолета позволяет увеличить угол γ по сравнению с другими вертолетами, что дает возможность увеличить силу тяги и, следовательно, скорость вертолета. Стабилизация обеспечивается углом наклона осей несущих винтов β в плоскости П₂.The proposed design of the wing 2 of the helicopter leads to a simplification of the design and reduce the cost of its production. Also, the performance of wing 2 allows you to maximize the use of the lower surface of the wing to hang weapons to it. In addition, the large construction wing height and enhanced power pack increase the combat survivability of the wing compared to the wings of other helicopters. Additionally, the performance of the helicopter allows you to increase the angle γ compared to other helicopters, which makes it possible to increase the thrust and, therefore, the speed of the helicopter. Stabilization is provided by the angle of inclination of the axes of the rotors β in the plane of P ₂ .

Предлагаемое изобретение может быть использовано в области авиации, а именно вертолетов поперечной схемы повышенной грузоподъемности, в частности боевого применения. Современный технический уровень позволяет осуществить предлагаемое изобретение.The present invention can be used in the field of aviation, namely helicopters of the transverse scheme of increased carrying capacity, in particular combat use. The modern technical level allows the implementation of the invention.

Источники информацииInformation sources

[1] «Оружие России 2006-2007», под ред. А.М.Московского, Москва, Военный Парад, 2006.[1] “Arms of Russia 2006-2007,” ed. A.M. Moskovsky, Moscow, Military Parade, 2006.

[2] Патент США №3503575 от 13.09.1967.[2] US Patent No. 3503575 of 09/13/1967.

[3] Авторское свидетельство SU 184141 от 19.12.1963.[3] Copyright certificate SU 184141 of 12.19.1963.

[4] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.97.[4] M.N. Tishchenko, A.V. Nekrasov, A.S. Radin, “Helicopters. The choice of parameters in the design ”, Moscow, Engineering, 1976, p. 97.

[5] С.И.Зоншайн, «Аэродинамика и конструкция летательных аппаратов», издательство «Высшая школа», Москва, 1966 г., стр.32-34.[5] S. I. Zonshine, “Aerodynamics and Aircraft Design,” Higher School Publishing House, Moscow, 1966, pp. 32-34.

[6] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.177.[6] M.N. Tishchenko, A.V. Nekrasov, A.S. Radin, “Helicopters. The choice of parameters during design ”, Moscow, Mechanical Engineering, 1976, p. 177.

[7] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.140.[7] M.N. Tishchenko, A. V. Nekrasov, A. S. Radin, “Helicopters. The choice of parameters during design ”, Moscow, Mechanical Engineering, 1976, p. 140.

[8] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.106.[8] M.N. Tishchenko, A.V. Nekrasov, A.S. Radin, “Helicopters. The choice of parameters during design ”, Moscow, Mechanical Engineering, 1976, p. 106.

Claims

1. A helicopter comprising a landing gear, a wing, engines, two rotors located according to the transverse diagram, and a helicopter control system, characterized in that the helicopter further comprises rotor synchronization means, engines with rotors are installed at opposite ends of the wing, between engines rotor synchronization means, armament suspension elements are located on the lower surface of the wing, the rotor axes in the longitudinal plane are inclined to the vert summer side at an angle β = 3 ... 6 °, and their projections onto a plane perpendicular to the symmetry of the helicopter to the ground surface, while supported by a wing configured via a set of power with a large construction height

and with a cavity for accommodating the equipment of the helicopter, and the projection of the perpendicular to the building horizontal of the wing on the plane of symmetry of the helicopter forms an angle γ = 4 ... 10 ° to the vertical, where c is the height of the wing profile; b is the wing profile chord, the wing construction horizontal is a straight line relative to which the wing profile is built, passing through the wing profile chord b.

2. The helicopter according to claim 1, characterized in that in the cavity for accommodating the equipment of the helicopter there are a helicopter control system, engines, a fuel system including fuel tanks, transmission elements, electrical equipment.