RU2374137C1

RU2374137C1 - Helicopter rotor, rotor blade

Info

Publication number: RU2374137C1
Application number: RU2008112622/11A
Authority: RU
Inventors: Павел Николаевич Корж (RU); Павел Николаевич Корж; Николай Афанасьевич Корж (RU); Николай Афанасьевич Корж
Priority date: 2008-04-01
Filing date: 2008-04-01
Publication date: 2009-11-27

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed rotor comprises hub and blades consisting of spar, tail section, tip, counterweights and fairing. Rotor incorporates high-speed device made up of air intake and boundary layer blowing device, compressed air feed pope and flexible pipe arranged in every blade, annular vessel arranged on aforesaid hub and flap control electronic-pulse mechanism. Device made up of air intake and boundary layer blowing device is arranged on the blade end with supersonic cross section and consists of hollow casing and tail section. Hollow casing has air intake holes arranged at its front, while outlet skewed hollow to blow boundary layer are arranged at casing rear to terminate at profile upper surface center. Two air control intake and discharge mechanisms are accommodated inside aforesaid casing. Casing rear wall has a hole to feed compressed air from advancing blade to retreating one.

EFFECT: increased flight speed.

2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для проектирования несущих винтов боевых, противолодочных, военно-транспортных и гражданских вертолетов одновинтовой, продольной и соосной схем, а также для модернизации серийных вертолетов путем замены их несущих винтов на предлагаемые.The invention relates to aviation and can be used to design rotors of combat, anti-submarine, military transport and civilian helicopters of single-rotor, longitudinal and coaxial schemes, as well as to upgrade serial helicopters by replacing their rotors with the proposed ones.

Лопасть несущего винта вертолета рассматривается в аэродинамике как вращающееся крыло самолета, для которого применимы все ее законы с некоторыми особенностями.The rotor blade of a helicopter is considered in aerodynamics as a rotating wing of an airplane, for which all its laws with some features are applicable.

Известен усовершенствованный аэродинамический профиль, содержащий верхнюю и нижнюю поверхности, на которых выполнены два изгиба, которые обеспечивают заданное изменение градиентов давления на поверхности профиля (патент US 5395071 A, срок действия с 07.03.95 г.).Known improved aerodynamic profile containing the upper and lower surfaces, on which two bends are made, which provide a specified change in the pressure gradients on the surface of the profile (patent US 5395071 A, valid from 03.03.95).

Известно также, что самолеты со сверхкритическими профилями крыльев обеспечивают эффективный полет со скоростями, приближающимися к скорости звука. Закритическое течение воздуха возникает при достаточно большой скорости полета самолета, когда на крыле или фюзеляже возникает область локальных сверхзвуковых скоростей. В случае толстого профиля крыла или фюзеляжа закритическое течение может возникнуть при довольно малой скорости, соответствующей числам М=0,7÷0,75 (М - отношение скорости полета к скорости звука). Принципиальная разница между обычными и сверхкритическими крыльями обусловлена их профилями. При закритических значениях числа М от обоих полукрыльев распространяются широкие области сверхзвукового течения и возникает скачек уплотнения, который приводит к потере энергии и, следовательно, к увеличению сопротивления. Вместе с тем, повышение давления на поверхности крыла за скачком уплотнения может вызвать отрыв пограничного слоя и связанное с ним дополнительное увеличение сопротивления, сильную тряску крыла... Более плоская форма верхней поверхности сверхкритического крыла способствует уменьшению интенсивности скачка уплотнения, приводит к понижению неблагоприятных градиентов давления за скачком и к соответствующему уменьшению сопротивления. Снижение подъемной силы сверхкритического профиля крыла вследствие уменьшения кривизны его верхней поверхности компенсируется увеличением кривизны его средней линии вблизи задней кромки. Применение сверхкритических профилей особенно выгодно для самолетов, предназначенных для полетов с умеренными дозвуковыми скоростями, соответствующими числам М=0,7ч0,9 (А.Н.Пономарев «Авиация настоящего и будущего». М., Воениздат, 1984 г., стр.7-8).It is also known that aircraft with supercritical wing profiles provide effective flight at speeds approaching the speed of sound. The supercritical air flow occurs at a sufficiently high speed of the aircraft, when a region of local supersonic speeds appears on the wing or fuselage. In the case of a thick wing or fuselage profile, a supercritical flow can occur at a rather low speed corresponding to numbers M = 0.7 ÷ 0.75 (M is the ratio of flight speed to sound speed). The fundamental difference between conventional and supercritical wings is due to their profiles. At supercritical values of the number M, wide regions of supersonic flow propagate from both half-wings and a jump in compaction occurs, which leads to energy loss and, consequently, to an increase in resistance. At the same time, an increase in pressure on the wing surface behind the shock wave can cause the boundary layer to tear off and an additional increase in drag associated with it, strong wing shaking ... A flatter shape of the upper surface of the supercritical wing reduces the intensity of the shock wave and leads to a decrease in adverse pressure gradients after the jump and to the corresponding decrease in resistance. A decrease in the lift force of the supercritical wing profile due to a decrease in the curvature of its upper surface is compensated by an increase in the curvature of its midline near the trailing edge. The use of supercritical profiles is especially advantageous for airplanes intended for flights with moderate subsonic speeds corresponding to the numbers M = 0.7h0.9 (A.N. Ponomarev “Aviation of the present and future.” M., Military Publishing House, 1984, p. 7 -8).

Известно также устройство для управления ламинарным потоком текучей среды на аэродинамической поверхности, которое используется в аэродинамической конструкции для управления потоком среды, протекающей над поверхностью конструкции.A device is also known for controlling the laminar flow of a fluid on an aerodynamic surface, which is used in an aerodynamic structure to control the flow of a medium flowing over a surface of a structure.

В поверхности для управления ламинарным потоком выполнены перфорированные отверстия. Устройство содержит две решетки из каналообразующих элементов, размещенных в конструкции. Элементы первой решетки, расположенные в первом порядке, связывают один внутренний объем конструкции с подгруппой указанных отверстий. Элементы второй решетки расположены во втором порядке, пересекают элементы первой решетки и связывают другой внутренний объем конструкции со средой, находящейся в первой решетке. В устройстве имеется приспособление, в котором создается всасывающее усилие, прикладываемое к каналообразующим элементам второй решетки. Устройство также содержит блок для управления потоком среды в элементах второй решетки. При этом через решетки на поверхности конструкции образуются дискретные зоны давления для удерживания окружающей среды вдоль поверхности аэродинамической конструкции. (Патент US 5366177 А, срок действия с 22.11.94 г.).Perforated holes are made in the surface for controlling the laminar flow. The device contains two lattices of channel-forming elements placed in the structure. Elements of the first lattice, located in the first order, connect one internal volume of the structure with a subgroup of these holes. The elements of the second lattice are arranged in the second order, intersect the elements of the first lattice and connect another internal volume of the structure with the medium located in the first lattice. The device has a device in which a suction force is applied to the channel-forming elements of the second lattice. The device also contains a unit for controlling the flow of medium in the elements of the second lattice. In this case, discrete pressure zones are formed through the gratings on the surface of the structure to hold the environment along the surface of the aerodynamic structure. (Patent US 5366177 A, validity period from 11.22.94).

Недостатками данного технического решения являются сложность конструкции устройства, большие габаритные размеры и невозможность использования для вращающихся лопастей несущего винта вертолета.The disadvantages of this technical solution are the complexity of the design of the device, large overall dimensions and the inability to use the rotor blades of the rotor of the helicopter.

В качестве прототипа выбран несущий винт боевого российского вертолета Ми-24. Несущий винт вертолета пятилопастный, с шарнирным креплением лопастей и гидравлическими демпферами, лопасти прямоугольной формы в плане, хорда лопастей 0,58 м, профиль NACA-230, окружная скорость 217 м/с. Лопасть имеет лонжерон из алюминиевого сплава, заполненный азотом, с системой сигнализации о появлении трещин и приклеенные к нему 18 секций с обшивкой и сотовым заполнителем из алюминиевого сплава (Е.И.Ружицкий «Современная авиация. Вертолеты». Москва. Виктория. ACT. 1997 г., стр.161).As a prototype, the main rotor of the Russian combat Mi-24 helicopter was selected. The rotor of the helicopter is five-bladed, with hinged blades and hydraulic dampers, rectangular blades in plan, a chord of blades 0.58 m, NACA-230 profile, peripheral speed 217 m / s. The blade has an aluminum alloy spar filled with nitrogen, with a crack warning system and 18 sections glued to it with a skin and a honeycomb made of aluminum alloy (E.I.Ruzhitsky "Modern Aviation. Helicopters. Moscow. Victoria. ACT. 1997 city, p. 161).

Недостатком данного прототипа является то, что максимальная скорость полета вертолета Ми-24 равна 325 км/ч и ограничена вследствие возникновения волнового кризиса на концах наступающих лопастей, увеличения зоны обратного обтекания у комлевой части и срыва потока с верхней поверхности на концах отступающих лопастей при больших углах атаки. Указанные причины ограничивают максимальные скорости всех типов существующих вертолетов.The disadvantage of this prototype is that the maximum flight speed of the Mi-24 helicopter is 325 km / h and is limited due to a wave crisis at the ends of the advancing blades, an increase in the backflow zone at the butt part and a stall of the flow from the upper surface at the ends of the retreating blades at large angles attacks. These reasons limit the maximum speeds of all types of existing helicopters.

Изобретение направлено на увеличение максимальной скорости полета всех типов боевых, противолодочных, военно-транспортных и гражданских вертолетов. Поставленная техническая задача достигается тем, что у несущего винта вертолета, включающего втулку и лопасти, состоящие из лонжерона, хвостового отсека, наконечника, противовесов, обтекателя, имеется высокоскоростное устройство, состоящее из устройства забора воздуха и сдува пограничного слоя, трубопровода подачи сжатого воздуха и гибкого шланга, расположенных в каждой лопасти, кольцевой емкости на втулке несущего винта и электронно-импульсного механизма управления заслонками, при этом устройство забора воздуха и сдува пограничного слоя расположено в концевой части лопасти, представляет собой сверхзвуковой профиль поперечного сечения и состоит из пустотелого корпуса и хвостового отсека, причем пустотелый корпус крепится к лонжерону замком типа ласточкина хвоста, имеет входные круглые отверстия для забора воздуха в передней части, а выходные косые отверстия для сдува пограничного слоя расположены в задней верхней части корпуса и выходят в средней части верхней поверхности профиля, внутри корпуса расположены два однотипных механизма управления отверстиями входа и выхода воздуха, каждый из которых состоит из заслонки и тягового реле, в задней стенке корпуса выполнено отверстие для подачи сжатого воздуха из наступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса аналогичного устройства отступающей лопасти, устройство забора воздуха и сдува пограничного слоя имеет относительную толщину сверхзвукового профиля не более 10,4%, длину от 1/8 до 1/6 длины лопасти, ширину, равную ширине лопасти, а пустотелый корпус, равный ширине лонжерона, имеет толщину стенок не менее 5 мм.The invention is aimed at increasing the maximum flight speed of all types of combat, anti-submarine, military transport and civilian helicopters. The stated technical problem is achieved in that the rotor of the helicopter, including the hub and blades, consisting of a spar, tail section, tip, balances, fairing, has a high-speed device consisting of a device for air intake and blowing of the boundary layer, compressed air supply pipe and flexible a hose located in each blade, an annular container on the rotor hub and an electronic pulse control mechanism for the shutters, while the device for air intake and blowing the boundary the layer is located in the end part of the blade, is a supersonic cross-sectional profile and consists of a hollow body and a tail compartment, and the hollow body is attached to the spar with a dovetail lock, has circular inlet openings in the front for air intake, and oblique outlet openings for blowing the boundary layer are located in the rear upper part of the housing and exit in the middle of the upper surface of the profile, inside the housing are two of the same type of input opening control mechanism and air outlet, each of which consists of a damper and a traction relay, a hole is made in the rear wall of the housing for supplying compressed air from the advancing blade into the internal cavity of the similar device of the retreating blade, the air intake and blowing of the boundary layer has a relative supersonic profile thickness of not more than 10.4%, a length of 1/8 to 1/6 of the length of the blade, a width equal to the width of the blade, and a hollow body equal to the width of the spar has a wall thickness of at least 5 mm.

На фиг.1 представлено пространственное положение несущего винта вертолета с четырьмя лопастями, где: концевая часть лопасти со сверхзвуковым профилем - 1, трубопровод подачи сжатого воздуха - 2, гибкие шланги - 3, кольцевая емкость на втулке несущего винта - 4, электронно-импульсный механизм управления заслонками - 5, зона обратного обтекания - 6, положение лопасти в азимуте ψ=0° - 7, положение лопасти в азимуте ψ=180° - 8, положение лопасти в азимуте ψ=270° - 9, направление полета - 10, вектор набегающего потока воздуха на лопасть в азимуте ψ=90° - 11, вектор набегающего потока в азимуте ψ=270° - 12Figure 1 shows the spatial position of the rotor of the helicopter with four blades, where: the end part of the blade with a supersonic profile is 1, the compressed air supply pipe is 2, flexible hoses are 3, the annular container on the rotor hub is 4, and the electron-pulse mechanism damper control - 5, backflow zone - 6, blade position in azimuth ψ = 0 ° - 7, blade position in azimuth ψ = 180 ° - 8, blade position in azimuth ψ = 270 ° - 9, flight direction - 10, vector the incoming air flow to the blade in azimuth ψ = 90 ° - 11, the vector on egayuschego flow in azimuth ψ = 270 ° - 12

На фиг.2 изображено поперечное сечение серийной лопасти несущего винта в средней части по А-А.Figure 2 shows a cross section of a serial rotor blade in the middle part along AA.

На фиг.3 представлено устройство концевой части лопасти со сверхзвуковым профилем по Б-Б при заборе воздуха, где: корпус - 13, обшивка - 14, сотовый заполнитель - 15, отверстия забора воздуха - 16, отверстия выхода воздуха - 17, тяговые реле 18 и 19, заслонки 20 и 21, трубопровод - 22, отверстие в задней стенке корпуса - 23.Figure 3 shows the device of the end part of the blade with a supersonic profile along BB in air intake, where: body - 13, skin - 14, honeycomb - 15, air intake openings - 16, air outlet openings - 17, traction relays 18 and 19, the shutters 20 and 21, the pipeline - 22, the hole in the rear wall of the housing - 23.

На фиг.4 изображено сечение сверхзвукового профиля по В-В при сдуве пограничного слоя.Figure 4 shows a cross section of a supersonic profile along BB in the blowing of the boundary layer.

Несущий винт вертолета представляет собой втулку с присоединенными к ней лопастями и имеет высокоскоростное устройство, которое состоит из устройства забора воздуха и сдува пограничного слоя со сверхзвуковым профилем в концевой части каждой лопасти 1 (фиг.1), трубопровода подачи сжатого воздуха - 2, гибких шлангов - 3, кольцевой емкости на втулке несущего винта - 4 и электронно-импульсного механизма управления заслонками - 5. Лопасть состоит из лонжерона с противовесами, к лонжерону крепится металлическая обшивка с сотовым заполнителем, на передней поверхности лонжерона расположены противообледенительные ламели, прикрытые оковкой, имеется устройство сигнализации повреждения лонжерона, комлевая часть с наконечником для крепления лопасти к втулке, а к средней части лопасти замком типа ласточкина хвоста крепится концевая часть лопасти со сверхзвуковым профилем 1 (фиг.1), представляющая собой устройство для забора воздуха с давлением скоростного напора и сдува пограничного слоя (фиг.3 и 4). Устройство представляет собой пустотелый корпус 13 (фиг.3), который вместе с расположенными сзади обшивкой 14 и сотовым заполнителем 15 образуют сверхзвуковой профиль. Отличие сверхзвукового профиля лопасти (фиг.3) от традиционного (фиг.2) в том, что его относительная толщина меньше и равна не более 10,4%, верхняя поверхность имеет меньшую кривизну и посередине изогнута вниз, нижняя поверхность профиля со значительно меньшей кривизной в передней части, в задней части большая изогнутость вверх и хвостовая часть отклонена вниз. При этом переход от дозвуковой части профиля к сверхзвуковой выполнен плавным в конце средней части лопасти. В передней части корпуса устройства 13 (фиг.3) по всей его длине выполнены круглые отверстия 16 для забора воздуха с давлением скоростного напора, в задней части выполнены косые отверстия 17 для выхода сжатого воздуха в месте изогнутости верхней поверхности профиля, посередине. Внутри корпуса, спереди, и у задней стенки, вверху расположены два однотипных механизма «открытия-закрытия» отверстий входа и выхода воздуха, состоящих из тяговых реле 18 и 19, заслонок с цилиндрическими поверхностями 20 и 21. За задней стенкой корпуса 13 расположен трубопровод 22 подвода сжатого воздуха через отверстие 23 в задней стенке от наступающей лопасти.The rotor of the helicopter is a sleeve with blades attached to it and has a high-speed device, which consists of a device for air intake and blowing of the boundary layer with a supersonic profile at the end of each blade 1 (Fig. 1), a compressed air supply pipe - 2, flexible hoses - 3, an annular tank on the rotor hub - 4 and an electronic pulse control mechanism for the shutters - 5. The blade consists of a spar with counterweights, a metal casing with honeycomb is attached to the spar, on the pe The anti-icing lamellas covered by the forging are located on the side surface of the spar, there is a signal device for damage to the side member, a butt part with a tip for attaching the blade to the sleeve, and the end part of the blade with a supersonic profile 1 is attached to the middle part of the blade with a dovetail (Fig. 1), which represents a device for air intake with a pressure of high-speed pressure and blowing off the boundary layer (figure 3 and 4). The device is a hollow body 13 (figure 3), which, together with the rear skin 14 and honeycomb core 15 form a supersonic profile. The difference between the supersonic profile of the blade (figure 3) from the traditional (figure 2) is that its relative thickness is less and equal to no more than 10.4%, the upper surface has less curvature and is bent down in the middle, the lower surface of the profile with much less curvature in the front part, in the back part there is a large curvature up and the tail part is deflected down. In this case, the transition from the subsonic part of the profile to the supersonic part is made smooth at the end of the middle part of the blade. In the front part of the device case 13 (FIG. 3), round openings 16 for air intake with high-pressure pressure are made along its entire length, oblique openings 17 for compressed air exit at the bend of the upper profile surface in the middle are made in the rear part. Inside the housing, at the front, and at the rear wall, at the top there are two of the same type of “opening-closing” air inlet and outlet openings, consisting of traction relays 18 and 19, dampers with cylindrical surfaces 20 and 21. Behind the rear wall of the housing 13 is a pipe 22 the supply of compressed air through the hole 23 in the rear wall from the advancing blade.

На максимальных скоростях полета вертолета и выше (форсированных режимах полета) устройство работает следующим образом. При периодическом прохождении лопастью сектора 46° (по углу азимута Ψ от 67° до 113°) срабатывает переднее тяговое реле 18 (фиг.3), его заслонка 20 открывает отверстие забора воздуха 16 в передней части устройства с давлением скоростного напора, пропорционального квадрату средней скорости 11 (фиг.1) обтекания воздухом устройства. Эта скорость равна сумме окружной скорости вращения средней части устройства и скорости полета. При этом задняя заслонка 21 (фиг.3) устройства закрыта и сжатый воздух подается через отверстие 23 в задней стенке корпуса 13 по трубопроводу 22 за лонжероном через гибкий шланг 3 (фиг.1), кольцевую емкость 4 на втулке и трубопровод противоположной по азимуту отступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса ее устройства. В этой лопасти при прохождении ею сектора 46° (по углу азимута Ψ от 247° до 293°) передняя заслонка 20 (фиг.4) закрыта, а задняя 21 открыта своим тяговым реле 19. Сжатый воздух, подводящийся из наступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса 13 данной отступающей лопасти, вытекает через отверстия 17 в средней верхней части профиля за счет разности давлений скоростных напоров на концевых частях наступающей и отступающей лопастей. В этом секторе средняя скорость обтекания воздухом устройства 12 (фиг.1) равна разности скорости вращения средней части устройства и скорости полета, а давление скоростного напора значительно меньше. При увеличении скорости полета перепад давлений скоростных напоров увеличивается. Так, при окружной скорости конца лопасти 215 м/с и скорости полета 250 км/ч (70 м/с) перепад давлений равен 3,7·10⁴H/м², а при скорости полета 450 км/ч (125 м/с) перепад равен 6,6·10⁴H/м².At maximum helicopter flight speeds and above (forced flight modes), the device operates as follows. When the blade passes periodically through the sector 46 ° (along the azimuth angle 67 from 67 ° to 113 °), the front traction relay 18 is activated (Fig. 3), its shutter 20 opens the air intake hole 16 in the front of the device with a high-speed pressure proportional to the mean square speed 11 (figure 1) air flow around the device. This speed is equal to the sum of the peripheral rotation speed of the middle part of the device and the flight speed. At the same time, the rear valve 21 (Fig. 3) of the device is closed and compressed air is supplied through an opening 23 in the rear wall of the housing 13 through a pipe 22 behind the spar through a flexible hose 3 (Fig. 1), an annular container 4 on the sleeve and a pipeline opposite in azimuth retreating blades into the internal cavity of the body of its device. In this blade, when it passes through a sector of 46 ° (azimuth angle Ψ from 247 ° to 293 °), the front damper 20 (Fig. 4) is closed and the rear 21 is opened by its traction relay 19. Compressed air supplied from the advancing blade to the internal cavity the housing 13 of this retreating blade flows out through openings 17 in the middle upper part of the profile due to the pressure difference of the pressure head on the end parts of the advancing and retreating blades. In this sector, the average speed of air flow around the device 12 (Fig. 1) is equal to the difference in the rotation speed of the middle part of the device and the flight speed, and the pressure of the pressure head is much less. With increasing flight speed, the pressure drop of the pressure head increases. So, at a peripheral speed of the end of the blade of 215 m / s and a flight speed of 250 km / h (70 m / s), the pressure drop is 3.7 · 10 ⁴ N / m ² , and at a flight speed of 450 km / h (125 m / c) the difference is 6.6 · 10 ⁴ N / m ² .

За один полный оборот каждой лопасти на форсированных режимах полета вертолета передняя заслонка 20 (фиг.3) устройства открывается своим тяговым реле 18 только в секторе 46° (по углу азимута Ψ от 67° до 113°), в остальных положениях лопасти реле обесточено и заслонка закрыта. Задняя заслонка 21 (фиг.4) за один полный оборот каждой лопасти открывается только в секторе 46° (по углу азимута Ψ от 247° до 293°), а в остальных положениях лопасти ее тяговое реле 19 обесточено и заслонка 21 закрыта. Срабатывание обоих тяговых реле устройства происходит от электронно-импульсного механизма 5 (фиг.1), например, по аналогии с распределителем электронного зажигания автомобиля, детали которого расположены на верхней крышке и на валу главного редуктора, передача сигналов по электрическим проводам, расположенным за лонжероном в сотовой части каждой лопасти.For one full revolution of each blade in forced flight modes of the helicopter, the front shutter 20 (Fig. 3) of the device opens with its traction relay 18 only in the 46 ° sector (in the azimuth angle Ψ from 67 ° to 113 °), in other positions of the blade the relay is de-energized and the shutter is closed. The rear damper 21 (Fig. 4) for one full revolution of each blade opens only in the 46 ° sector (in the azimuth angle Ψ from 247 ° to 293 °), and in the remaining positions of the blade its traction relay 19 is de-energized and the shutter 21 is closed. The operation of both traction relays of the device comes from the electron-pulse mechanism 5 (Fig. 1), for example, by analogy with the electronic ignition distributor of a car, the details of which are located on the top cover and on the shaft of the main gearbox, the transmission of signals through electric wires located behind the spar in the honeycomb of each blade.

Таким образом, применение несущего винта вертолета с высокоскоростным устройством позволяет увеличить скорость полета выше максимальной за счет сверхзвукового профиля концевых частей лопастей, который отодвигает на большие числа М возникновение волнового кризиса для наступающих лопастей и позволяет увеличить критический угол атаки, при котором происходит срыв потока с верхней поверхности концов отступающих лопастей, а также увеличить их подъемную силу за счет большей кривизны профиля и сдува пограничного слоя, что полностью компенсирует увеличение зоны обратного обтекания 6 (фиг.1) при увеличении скорости полета. Полеты на этих форсированных режимах позволяют повысить боевые возможности и боевую эффективность отечественных вертолетов. Предлагаемое устройство работает без дополнительных затрат энергии, имеет относительно простую конструкцию по сравнению с конструкцией адаптивных крыльев самолетов, по аналогии с которыми можно было бы создать адаптивные лопасти несущего винта вертолета.Thus, the use of a rotor of a helicopter with a high-speed device allows you to increase the flight speed above the maximum due to the supersonic profile of the end parts of the blades, which pushes the occurrence of a wave crisis for the advancing blades by large numbers M and allows you to increase the critical angle of attack at which the flow stalls from the top surface of the ends of the retreating blades, as well as increase their lifting force due to the greater curvature of the profile and blowing of the boundary layer, which is fully iruet increase the reverse flow zone 6 (Figure 1) with increasing flight speed. Flying in these forced modes can increase the combat capabilities and combat effectiveness of domestic helicopters. The proposed device operates without additional energy costs, has a relatively simple design in comparison with the design of the adaptive wings of aircraft, by analogy with which it would be possible to create adaptive rotor blades of a helicopter.

Общая площадь отверстий забора, выхода воздуха, диаметр трубопроводов подачи сжатого воздуха, гибких шлангов, объем и размеры кольцевой емкости на втулке несущего винта определяются из газодинамического расчета для конкретного типа вертолета. Высокая эффективность работы предлагаемого изобретения обеспечивается при четном количестве лопастей несущего винта.The total area of the intake and air outlet openings, the diameter of the compressed air supply pipes, flexible hoses, the volume and dimensions of the annular container on the rotor hub are determined from the gas-dynamic calculation for a particular type of helicopter. High efficiency of the invention is ensured with an even number of rotor blades.

Claims

1. The rotor of the helicopter, including the sleeve and the blades, consisting of a spar, tail compartment, tip, balances and fairing, characterized in that it is equipped with a high-speed device consisting of a device for air intake and blowing of the boundary layer, compressed air supply pipe and flexible hose located in each blade, an annular container on the rotor hub and an electronic pulse control mechanism for the valves, while the device for air intake and blowing of the boundary layer is located in the end part the blade, which has a supersonic cross-sectional profile and consists of a hollow body and a tail compartment, and the hollow body is attached to the spar with a dovetail lock, has inlet round openings for air intake in the front part, and outlet oblique openings for blowing off the boundary layer are located in the rear upper part of the body and exit in the middle of the upper surface of the profile, inside the body are two of the same type of control mechanism for the air inlet and outlet openings, each of which Toit of the flap and the traction relay in the rear wall of the housing has an opening for supplying compressed air from coming into the internal cavity of the blade similar device retreating blade housing.

2. The rotor blade according to claim 1, characterized in that its device for air intake and blowing of the boundary layer has a relative supersonic profile thickness of not more than 10.4%, a length from 1/8 to 1/6 of the blade length, the width equal to the blade width and the hollow body of the device, equal to the width of the spar, has a wall thickness of at least 5 mm.