RU2407675C1

RU2407675C1 - Tandem-rotor helicopter

Info

Publication number: RU2407675C1
Application number: RU2009119230/11A
Authority: RU
Inventors: Виктор Андреевич Аникин (RU); Виктор Андреевич Аникин; Вадим Николаевич Квоков (RU); Вадим Николаевич Квоков; Сергей Викторович Михеев (RU); Сергей Викторович Михеев; Сергей Викторович Носов (RU); Сергей Викторович Носов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Камов"
Priority date: 2009-05-22
Filing date: 2009-05-22
Publication date: 2010-12-27

Abstract

FIELD: transport. ^ SUBSTANCE: invention relates to rotorcraft, namely, to VTOL helicopters. Helicopter comprises fuselage, rotors with hubs whereto blades are attached, rotor control system consisting of pilot control stick and control cables connected to rotor blades, autopilot and rotor drive engines. Additionally, helicopter incorporates at least two engine-driven rotors arranged in symmetry about fuselage lengthwise axis to vary common pitch both together and separately. Helicopter control system incorporates rotor rpm control device. Blades are rigidly attached to rotor hubs. Autopilot can stabilise fuselage horizontal position. ^ EFFECT: improved aerodynamics, higher maximum speed. ^ 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к винтокрылым летательным аппаратам вертикального взлета и посадки.The invention relates to the field of aircraft construction, namely to rotorcraft with vertical take-off and landing.

Известен вертолет продольной схемы (Изаксон A.M. «Советское вертолетостроение», издательство «Машиностроение», Москва, 1964 г.), который состоит из фюзеляжа, несущих винтов с шарнирным креплением лопастей, системы управления лопастями несущих винтов, выполненной в виде командных рычагов управления в кабине пилота, соединенных посредством проводки управления с автоматами перекоса и лопастями, двигателей для привода несущих винтов.A longitudinal-type helicopter is known (Isaxon AM “Soviet Helicopter Engineering”, “Mechanical Engineering” publishing house, Moscow, 1964), which consists of a fuselage, rotors with hinged blades, a rotor blade control system made in the form of command control levers in the cockpit pilot, connected by control wiring to swashplate and blades, engines for driving rotors.

На известном вертолете лопасти несущих винтов прикреплены к втулкам посредством горизонтальных и вертикальных шарниров. Система управления лопастями несущих винтов выполнена в виде командных рычагов управления в кабине пилота, соединенных посредством проводки управления с автоматами перекоса и лопастями. Для движения вертолета в горизонтальном направлении несущие винты с помощью автоматов перекоса наклоняются вперед и создают не только подъемную силу, но и пропульсивную, направленную вперед для преодоления вредного сопротивления вертолета. Возникающие по мере роста скорости полета и увеличения угла наклона несущих винтов вперед явления срыва потока на лопастях приводят к снижению несущей способности несущих винтов и аэродинамического качества вертолета, к чрезмерному росту нагрузок и напряжений в системе управления, что не допускает дальнейшего увеличения скорости полета. Кроме того, увеличивается наклон вперед фюзеляжа вертолета, приводящий к дополнительному росту вредного сопротивления, что также существенно ограничивает возможности увеличения максимальной скорости полета.On a known helicopter, the rotor blades are attached to the bushes by means of horizontal and vertical hinges. The control system of the rotor blades is made in the form of command control levers in the cockpit, connected by control wiring with swashplate and blades. To move the helicopter in the horizontal direction, the rotors are tilted forward with the help of automatic swash plates and create not only lifting force, but also propulsive, directed forward to overcome the harmful resistance of the helicopter. The occurrence of flow disruption on the blades that occurs as the flight speed increases and the rotor angle increases, leads to a decrease in the rotor bearing capacity and the aerodynamic quality of the helicopter, to an excessive increase in the loads and stresses in the control system, which does not allow a further increase in flight speed. In addition, the forward inclination of the fuselage of the helicopter increases, leading to an additional increase in harmful resistance, which also significantly limits the possibility of increasing the maximum flight speed.

Технической задачей заявляемого технического решения является повышение аэродинамического качества вертолета и увеличение максимальной скорости полета.The technical task of the proposed technical solution is to increase the aerodynamic quality of the helicopter and increase the maximum flight speed.

Поставленная техническая задача достигается тем, что вертолет продольной схемы, содержащий фюзеляж, несущие винты, к втулкам которых прикреплены лопасти, систему управления лопастями несущих винтов, состоящую из командных рычагов управления в кабине пилота и проводки управления, соединенной с лопастями, автопилот и двигатели для привода несущих винтов, дополнительно снабжен не менее чем двумя воздушными винтами, установленными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью изменения общего шага как совместно, так и дифференциально, система управления вертолетом снабжена устройством, изменяющим частоту вращения несущих винтов, лопасти закреплены на втулках несущих винтов жестко, а автопилот выполнен с функцией стабилизации горизонтального положения фюзеляжа.The stated technical problem is achieved in that the helicopter has a longitudinal scheme, containing the fuselage, rotors, blades attached to its hubs, rotor blades control system, consisting of command control levers in the cockpit and control wiring connected to the blades, autopilot and motors for driving rotors, is additionally equipped with at least two propellers mounted symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage with the ability to change the overall pitch both jointly and differentially, the helicopter control system is equipped with a device that changes the rotational speed of the rotors, the blades are rigidly fixed to the rotor hubs, and the autopilot is configured to stabilize the horizontal position of the fuselage.

Изобретение поясняется чертежами, где на Фиг.1 изображен вертолет продольной схемы, вид сбоку, на Фиг.2 изображен вертолет продольной схемы, вид сверху, на Фиг.3 изображена схема управления вертолетом.The invention is illustrated by drawings, where Fig. 1 shows a helicopter of a longitudinal diagram, side view, Fig. 2 shows a helicopter of a longitudinal diagram, top view, Fig. 3 shows a helicopter control circuit.

Вертолет продольной схемы содержит фюзеляж 1, на котором установлены несущие винты 2 и двигатели 3. К втулкам 4 несущих винтов 2 жестко прикреплены лопасти 5. На фюзеляже симметрично относительно продольной оси установлено не менее двух воздушных винтов 6 с приводом от двигателей 3. На вертолете в системе управления установлено устройство для изменения частоты вращении несущих винтов 7 (Фиг.3). Система управления состоит из командных рычагов управления 8 в кабине пилота и автопилота 9, которые соединены посредством проводки управления 10 с лопастями 5 несущих винтов 2. Кроме того, рычаги управления 8 соединены с устройством для изменения общего шага воздушных винтов 11, которое, в свою очередь, соединено с воздушными винтами 6. Автопилот 9 соединен также с устройством дифференциального управления общим шагом несущих винтов 12 и лопастями 5 с целью стабилизации горизонтального положения фюзеляжа.The helicopter of the longitudinal circuit contains the fuselage 1, on which the rotors 2 and engines 3 are mounted. The blades 5 are fixed to the bushings 4 of the rotors 2. At least two propellers 6 driven by engines 3 are mounted symmetrically with respect to the longitudinal axis 3. The helicopter in the control system has a device for changing the rotational speed of the rotors 7 (Figure 3). The control system consists of command control levers 8 in the cockpit and autopilot 9, which are connected via control wiring 10 to the rotor blades 5. In addition, the control levers 8 are connected to a device for changing the overall pitch of the propellers 11, which, in turn, connected to the propellers 6. The autopilot 9 is also connected to the differential control device for the common pitch of the rotors 12 and the blades 5 in order to stabilize the horizontal position of the fuselage.

При вертикальном взлете практически вся потребная для взлета мощность передается от двигателей 3 на несущие винты 2, которые вращаются со взлетной частотой. Углы общего шага воздушных винтов 6 устанавливаются пилотом с помощью рычагов управления 8 таким образом, чтобы эти винты не создавали силы тяги. Разгон вертолета продольной схемы вперед с режима висения может выполняться одним из способов: «по-вертолетному» или «по-самолетному». Например, для разгона «по-вертолетному» пилот отклонением рычагов управления 8 создает на несущих винтах 2 продольные моменты на пикирование, вследствие чего фюзеляж 1 вертолета продольной схемы наклоняется вперед вместе с несущими винтами 2, которые при этом и создают горизонтальную составляющую силы. По мере увеличения скорости полета в создание горизонтальной силы вступают воздушные винты 6, углы общего шага которых по команде пилота посредством рычагов управления 8 и устройства для изменения шага лопастей воздушных винтов 11 увеличиваются, и при достижении определенной скорости (≈200 км/ч) всю силу для продвижения вперед создают только воздушные винты 6, а несущие винты 2 обеспечивают только потребную подъемную силу («самолетный» режим полета). В этом случае практически вся мощность двигателей 3 передается уже на воздушные винты 6. При этом частота вращения несущих винтов 2 с целью повышения аэродинамического качества вертолета продольной схемы уменьшается на 20-30% с помощью устройства для изменения частоты вращения несущих винтов 7. Высокое аэродинамическое качество несущих винтов 2 (в два с лишним раза превышающее соответствующую величину обычного, «шарнирного» винта) возможно благодаря жесткому креплению лопастей 5 несущих винтов 2 к втулкам 4. Уменьшение частоты вращения несущих винтов 2 происходит автоматически с участием автопилота 9. В случае необходимости разворота по курсу по команде пилота через отклонение рычагов управления 8 величины общего шага воздушных винтов 6 изменяются с помощью устройства для изменения шага лопастей воздушных винтов 6 дифференциально, то есть с увеличением шага на одном из винтов и с соответствующим уменьшением шага на другом. Создаваемый таким образом путевой момент разворачивает вертолет продольной схемы в нужную сторону. На каждом режиме полета «по-самолетному», характеризующемся барометрической высотой и скоростью полета, автопилот 9 через устройство дифференциального управления общим шагом несущих винтов 12 обеспечивает горизонтальное положение фюзеляжа 1, чем достигается минимальное сопротивление вертолета продольной схемы, что также положительно сказывается на аэродинамическом качестве несущих винтов 2 и вертолета продольной схемы в целом.During vertical take-off, almost all the power required for take-off is transferred from the engines 3 to the rotors 2, which rotate with a take-off frequency. The angles of the common pitch of the propellers 6 are set by the pilot using the control levers 8 so that these screws do not create traction. Acceleration of a helicopter of the longitudinal scheme forward from the hovering mode can be performed in one of the ways: “by helicopter” or “by plane”. For example, to disperse in a “helicopter-like” way, by deflecting the control levers 8 creates longitudinal diving moments on the rotors 2, as a result of which the fuselage 1 of the longitudinal helicopter tilts forward together with the rotors 2, which in this case create a horizontal component of the force. As the flight speed increases, propellers 6 enter into the creation of horizontal force, the angles of the common pitch of which, by the pilot’s command, by means of control levers 8 and devices for changing the pitch of the propeller blades 11 increase, and when a certain speed (≈200 km / h) is reached, all the force to move forward, only propellers 6 are created, and rotors 2 provide only the required lifting force (“airplane” flight mode). In this case, almost all the power of the engines 3 is already transferred to the propellers 6. In this case, the rotational speed of the rotors 2 in order to increase the aerodynamic quality of the helicopter of the longitudinal circuit is reduced by 20-30% using a device for changing the rotational speed of the rotors 7. High aerodynamic quality rotors 2 (more than two times the corresponding value of a conventional “hinge” screw) is possible due to the rigid fastening of the blades 5 rotors 2 to the bushings 4. Reducing the rotational speed of the bearing their propellers 2 occurs automatically with the participation of the autopilot 9. If necessary, turn on the course at the command of the pilot through the deviation of the control levers 8, the values of the total pitch of the propellers 6 are changed using a device for changing the pitch of the blades of the propellers 6 differentially, that is, with a step increment of one of screws and with a corresponding decrease in step on the other. The traveling moment created in this way deploys a longitudinal circuit helicopter in the right direction. At each flight mode “in the airplane”, characterized by a barometric altitude and flight speed, the autopilot 9 through the differential control device with a common pitch of the rotors 12 ensures the horizontal position of the fuselage 1, thereby achieving the minimum resistance of the helicopter to the longitudinal scheme, which also positively affects the aerodynamic quality of the carriers propellers 2 and a helicopter longitudinal circuit as a whole.

Claims

A helicopter of a longitudinal circuit comprising a fuselage, rotors with blades attached to its hubs, a rotor blade control system consisting of command control levers in the cockpit and control wiring connected to the blades, an autopilot and rotor drive motors, characterized in that it is additionally equipped with at least two propellers driven by engines mounted symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage with the ability to change the overall pitch both jointly and diffe potentially, the helicopter control system is equipped with a device that changes the rotational speed of the main rotors, the blades are fixed on the rotor hubs, and the autopilot is designed to stabilize the horizontal position of the fuselage.