RU2445235C2 - Вертолетный хвостовой винт с переменной скоростью с гидростатическим приводом - Google Patents
Вертолетный хвостовой винт с переменной скоростью с гидростатическим приводом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2445235C2 RU2445235C2 RU2008133209/11A RU2008133209A RU2445235C2 RU 2445235 C2 RU2445235 C2 RU 2445235C2 RU 2008133209/11 A RU2008133209/11 A RU 2008133209/11A RU 2008133209 A RU2008133209 A RU 2008133209A RU 2445235 C2 RU2445235 C2 RU 2445235C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- tail
- pump
- tail rotor
- hydraulic
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Rotary Pumps (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Hydraulic Motors (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
- Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Details And Applications Of Rotary Liquid Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, конкретно к рулевым винтам вертолетов с одним несущим винтом. Гидравлическая система привода хвостового (рулевого) винта включает в себя гидромотор постоянной производительности (n), который непосредственно приводит в движение винт (r), гидравлический насос (р) переменной производительности, приводимый в движение посредством вала (m) несущего винта вертолета, рычаг управления (h) для того, чтобы варьировать объемную производительность гидравлического насоса, и гидравлические соединительные трубы (с) между насосом (р) и мотором (n). Хвостовой винт состоит из трех бесшарнирных лопастей с фиксированным шагом. Рычаг управления (h) соединен с педалями управления (f) в кабине вертолета. Направление и величина тяги хвостового винта изменяются путем регулирования направления и скорости вращения винта рычагом управления (h) посредством варьирования скорости жидкости и реверсирования потока жидкости, проходящей через гидромотор (n). Гидравлическая система оснащена также дренажными трубами (i), маслобаком (k), масляным фильтром (о), радиатором (е), загрузочным насосом (g). В случае отказа двигателя хвостовой винт приводится в движение за счет авторотации несущего винта, при этом органы управления остаются активными. Достигается упрощение конструкции и повышение надежности вертолета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к хвостовому винту вертолета и его системе привода, спроектированными для использования в вертолетах с одним несущим винтом.
С одной стороны, этот винт противодействует реактивному вращающему моменту, создаваемому несущим винтом вертолета, обеспечивая вертолету подъем и тяговое усилие, относительно вертикальной оси несущего винта; с другой стороны, хвостовой винт предоставляет возможность задания и управления угловым положением воздушного судна относительно вертикальной оси (т.е. по курсу).
Для этой цели вертолеты, оснащенные только одним несущим винтом, обычно имеют конструктивное добавочное приспособление, называемое хвостовой балкой, идущее в направлении, противоположном движению, которое на конце несет винт, называемый "хвостовым винтом", ось вращения которого перпендикулярна плоскости, определяемой вертикальной осью вала несущего винта и продольной осью хвостовой балки. Этот хвостовой винт состоит из двух или более лопастей, имеющих аэродинамическую форму для обеспечения подъемной силы, соединенных посредством соответствующих шарнирных соединений с центральной втулкой. Его вращение приводится посредством 90-градусного конического редуктора с приводом от несущего винта посредством приводного вала, известного как "длинный вал", поскольку он такой же длинный, если не длиннее, как сама хвостовая балка.
Аэродинамическая тяга, создаваемая хвостовым винтом, вращающегося практически с постоянной скоростью, благодаря своему эксцентриситету относительно оси вращения несущего винта создает противодействующий крутящий момент, интенсивность которого зависит от геометрического шага лопастей с шарнирной подвеской, который изменяется посредством системы рычагов и штоков или аналогичных устройств, обычно соединенных с парой связанных педалей, которые позволяют пилоту регулировать балансировку воздушного судна вокруг оси несущего винта.
В современных вертолетах с одним несущим винтом, которые используют тип винта и системы привода, описанные выше, геометрическое положение хвостовой балки, несущей "длинный вал" и хвостовой винт, обусловлено минимумом свободного пространства между самой балкой и лопастями несущего винта. Положение оси привода хвостового винта, следовательно, считается гораздо ниже, чем идеальное положение, расположенное на плоскости несущего винта, приводя к повышению вредного динамического феномена.
Также следует отметить, что в вышеупомянутых вертолетах лопасти хвостового винта вращаются с постоянной скоростью, поскольку они приводятся в движение посредством механических устройств с фиксированным передаточным числом, соединенных с приводным валом несущего винта, который, как известно, вращается с постоянной скоростью.
Эти обстоятельства означают, что даже в условиях полета, с отключенным двигателем, когда нет необходимости действовать против крутящего момента, хвостовой винт, тем не менее, продолжает крутиться с той же скоростью, даже при нулевом шаге лопастей, тем самым вызывая бесполезную потерю энергии вследствие трения в системе привода и самом хвостовом винте, с потерей энергии несущего винта в режиме авторотации без подвода мощности.
Дополнительное неудобство, встречающееся в вертолетах, описанных ранее, возникает вследствие того факта, что ось "длинного вала" ортогональна к оси несущего винта и обуславливает размещение двигателя и системы привода, требуя второго конического редуктора на несущем винте, если двигатель располагается с осью вала горизонтально. Тем не менее, если двигатель располагается с осью вертикально, второй конический редуктор должен быть установлен на переднем конце "длинного вала".
Оба случая, в любом случае, создают существенные сложности в конструировании и проектировании, а также повышают общий вес трансмиссионной системы.
Имеются другие системы противодействия вращающему моменту, называемые NOTAR, в которых вращающему моменту, вызванному несущим винтом, оказывают противодействие воздушные или газовые струи, создаваемые посредством турбины и передаваемые по хвостовой балке, используя соответствующие окна, чтобы создавать требуемый аэродинамический эффект.
Разработка таких систем приводит к значительным конструкционным проблемам, что ограничивает их использование только вертолетами с приводом от турбины.
Основная цель изобретения, описанного в данном документе, заключается в том, чтобы избежать трудностей, упомянутых выше, обнаруживаемых в вертолетах с одним несущим винтом, доступных в настоящее время, посредством создания хвостового винта и соответствующей системы привода, которая является очень гибкой, адаптируемой, простой в изготовлении, а также надежной и эффективной в применении.
Вторая цель изобретения заключается в том, чтобы создать хвостовой винт и трансмиссионную систему, которые дают возможность регулирования тяги винта за счет варьирования числа его оборотов вместо шага лопастей, тем самым ограничивая механическое трение в условиях полета при отключенном двигателе.
Третья цель изобретения заключается в том, чтобы исключить "длинный вал", тем самым устраняя источник вредных вибраций и освобождая геометрию трансмиссии от ограничений, налагаемых вследствие необходимости этого вала.
Четвертая цель изобретения состоит в том, чтобы удалить все органы управления и устройства, требуемые для того, чтобы изменять шаг лопастей хвостового винта, из кабины, хвостового винта и хвостовой балки, с тем, чтобы хвостовая балка была свободной от подвижных частей.
Пятая цель изобретения заключается в том, чтобы исключить конический редуктор, требуемый для привода хвостового винта, приводя к упрощению конструкции, уменьшению износа и повышению надежности.
Шестая цель изобретения заключается в том, чтобы предоставить возможность управления направлением летательного аппарата посредством хвостового винта при условиях полета с отключенным двигателем.
Еще одна цель изобретения состоит в том, чтобы сделать геометрическое положение двигателя независимым от хвостового винта, с тем, чтобы двигатель мог быть установлен с вертикальным валом двигателя без необходимости в коническом редукторе для привода вала несущего винта.
Эти и другие цели, которые должны быть подробнее пояснены позднее, все удовлетворяются посредством изобретения хвостового винта и трансмиссионной системы для вертолетов с одним несущим винтом, базовые характеристики которых включают в себя: винт с тремя или более неподвижными бесшарнирными лопастями; гидромотор постоянной производительности с осевыми цилиндрами, непосредственно приводящий в движение упомянутый винт с фиксированными лопастями; гидравлический насос переменной производительности с осевыми цилиндрами; механизмы для того, чтобы управлять объемной производительностью насоса, соединенные с педалями; трубы для гидравлической жидкости, соединяющей насос с мотором.
Дополнительные характеристики должны стать более четкими и очевидными со ссылкой на прилагаемый чертеж, который иллюстрирует один из нескольких возможных способов организации системы:
Фиг.1 иллюстрирует вариант осуществления хвостового винта и трансмиссионной системы, применяемой к вертолету с одним несущим винтом.
Эта фигура иллюстрирует хвостовой винт (r) минимум с тремя лопастями с фиксированным шагом. Винт (r) помещен в паз вала стандартного гидромотора постоянной производительности с осевыми цилиндрами (поршнями), установленного в конце хвостовой балки (t) и соединенного посредством жестких или гибких входных и выходных труб со стандартным гидравлическим насосом переменной производительности с осевыми цилиндрами (поршнями) (p), вал которого приводится в движение посредством вала (m) несущего винта с помощью обычных механизмов трансмиссии.
Рычаг управления (h), который регулирует объемную производительность и противоток насоса (p), соединен посредством штоков (d) и рычагов (I) с педалями (f), находящимися в кабине пилота. Если рычаг управления (h) переводится в позицию, соответствующую максимальной объемной производительности насоса, посредством действия на педаль в том же направлении, что и вращение несущего винта, скорость потока жидкости в мотор хвостового винта достигает максимума, и, следовательно, винт (r) будет вращаться на максимальной скорости, развивая максимальную тягу, чтобы противостоять реакции крутящего момента несущего винта. С педалями в промежуточной позиции скорость подачи насоса падает до нуля, и винт (r) остается без движения; это условие может быть инициировано пилотом, когда мощность потеряна в ходе полета при авторотации.
Если педали (f) перемещаются за пределами промежуточной позиции, вращение винта меняет направление на противоположное, тем самым реверсируя тягу, предоставляя возможность более, чем достаточного и полного управления летательным аппаратом вокруг вертикальной оси несущего винта.
Педали (f) размещаются обычным образом, с двумя педалями, связанными с рычагом, который варьирует объемную производительность насоса (p), применяя такие же критерии конструкции, что обычно используются для того, чтобы соединять педали с органами управления общего шага, которые изменяют шаг шарнирных лопастей в традиционных хвостовых винтах.
На стадии проектирования посредством регулирования соотношения между объемной производительностью гидромотора (n) и максимальной объемной производительностью насоса (p), можно варьировать передаточное число между несущим винтом и хвостовым винтом, предоставляя возможность использования изобретения в более широком диапазоне вариантов применения.
Контур гидравлической жидкости имеет гидростатический тип и включает в себя дренажные трубы (i), маслобак (k), масляный фильтр (o), возможно, радиатор (e) и загрузочный насос (g), которыми обычно оборудуется насос (p).
Множество модификаций и вариантов могут быть применены к таким образом созданной конструкции, все из которых являются частью изобретения. Более того, все детали могут быть замены посредством других, технически эквивалентных.
На практике, используемые материалы, а также размер и количество компонентов могут варьироваться по необходимости.
Claims (6)
1. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода, содержащий:
- винт (r), состоящий из бесшарнирных лопастей (b) с фиксированным шагом;
- гидромотор постоянной производительности с осевыми цилиндрами, непосредственно приводящий в движение винт (r);
- гидравлический насос (р) переменной производительности с осевыми цилиндрами, приводимый посредством вала (m) несущего винта вертолета;
- рычаг управления (h), варьирующий объемную производительность насоса (р), соединенного с педалями управления (f), находящимися в кабине;
- гидравлические трубы (с), соединяющие насос (р) с мотором (n), отличающийся тем, что направление тяги может быть изменено посредством рычага управления (h), реверсирующего поток жидкости через гидромотор (n), тем самым реверсируя направление вращения винта (r).
- винт (r), состоящий из бесшарнирных лопастей (b) с фиксированным шагом;
- гидромотор постоянной производительности с осевыми цилиндрами, непосредственно приводящий в движение винт (r);
- гидравлический насос (р) переменной производительности с осевыми цилиндрами, приводимый посредством вала (m) несущего винта вертолета;
- рычаг управления (h), варьирующий объемную производительность насоса (р), соединенного с педалями управления (f), находящимися в кабине;
- гидравлические трубы (с), соединяющие насос (р) с мотором (n), отличающийся тем, что направление тяги может быть изменено посредством рычага управления (h), реверсирующего поток жидкости через гидромотор (n), тем самым реверсируя направление вращения винта (r).
2. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1, отличающийся тем, что упомянутая система оснащена дренажными трубами (i), маслобаком (k), масляным фильтром (о), радиатором (е) и загрузочным насосом (g).
3. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 или 2, отличающийся тем, что винт (r) содержит, по меньшей мере, три лопасти (b) с фиксированным шагом.
4. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 или 2, отличающийся тем, что величина тяги может быть изменена посредством варьирования скорости потока жидкости через гидромотор (n), тем самым варьируя скорость вращения винта (r).
5. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 и 2, отличающийся тем, что хвостовой винт выполнен так, что скорость вращения падает с уменьшением крутящего момента двигателя, прикладываемого к несущему винту, падая до нуля в случае потери мощности и авторотации.
6. Хвостовой винт для вертолетов с одним несущим винтом и с соответствующей системой привода по п.1 и 2, отличающийся тем, что в условиях полета, влекущих за собой потерю мощности вследствие отказа двигателя, насос (р) выполнен с возможностью приведения в движение посредством несущего винта при авторотации и органы управления выполнены с возможностью оставаться активными.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
IT000002A ITNA20060002A1 (it) | 2006-01-13 | 2006-01-13 | Rotore di coda per elicotteri a variazione di velocita' con azionamento idrostatico. |
ITNA2006F000002 | 2006-01-13 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008133209A RU2008133209A (ru) | 2010-02-20 |
RU2445235C2 true RU2445235C2 (ru) | 2012-03-20 |
Family
ID=37891868
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008133209/11A RU2445235C2 (ru) | 2006-01-13 | 2007-01-05 | Вертолетный хвостовой винт с переменной скоростью с гидростатическим приводом |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1976755B1 (ru) |
KR (1) | KR20090003167A (ru) |
AT (1) | ATE441576T1 (ru) |
DE (1) | DE602007002275D1 (ru) |
ES (1) | ES2333060T3 (ru) |
IT (1) | ITNA20060002A1 (ru) |
RU (1) | RU2445235C2 (ru) |
WO (1) | WO2007080617A1 (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008057715B4 (de) | 2008-11-17 | 2020-09-24 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Heckrotorsystem |
CN104240551A (zh) * | 2013-06-21 | 2014-12-24 | 威翔航空科技股份有限公司 | 旋翼式载具操作系统及其操作方法 |
US10526085B2 (en) | 2016-06-03 | 2020-01-07 | Bell Textron Inc. | Electric distributed propulsion anti-torque redundant power and control system |
US10703471B2 (en) | 2016-06-03 | 2020-07-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Anti-torque control using matrix of fixed blade pitch motor modules |
US10377479B2 (en) | 2016-06-03 | 2019-08-13 | Bell Helicopter Textron Inc. | Variable directional thrust for helicopter tail anti-torque system |
FR3055934B1 (fr) * | 2016-09-09 | 2018-08-17 | Airbus Helicopters | Systeme mecanique de transmission d'un mouvement et aeronef equipe d'un systeme correspondant |
CN106428581B (zh) * | 2016-10-26 | 2018-08-21 | 天津曙光天成科技有限公司 | 一种无人直升机 |
CN106428580B (zh) * | 2016-10-26 | 2018-08-24 | 天津曙光天成科技有限公司 | 一种无人直升机 |
US10723452B2 (en) | 2017-02-15 | 2020-07-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Engine systems for rotorcraft |
US11186185B2 (en) | 2017-05-31 | 2021-11-30 | Textron Innovations Inc. | Rotor brake effect by using electric distributed anti-torque generators and opposing electric motor thrust to slow a main rotor |
US20190270516A1 (en) * | 2018-03-01 | 2019-09-05 | Bell Helicopter Textron Inc. | Propulsion Systems for Rotorcraft |
CN109229339A (zh) * | 2018-08-30 | 2019-01-18 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机动力舱前部整流罩 |
IT201800009106A1 (it) | 2018-10-10 | 2020-04-10 | K4A Spa | Trasmissione a cinghia per elicottero bi-motore |
RU2762119C1 (ru) * | 2021-05-21 | 2021-12-15 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Гидравлическая трансмиссия несущего и рулевого винтов вертолёта |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2427982A (en) * | 1947-06-19 | 1947-09-23 | Bell Aircraft Corp | Helicopter antitorque and steering control |
US2644534A (en) * | 1946-10-05 | 1953-07-07 | United Aircraft Corp | Automatic torque compensator |
GB1455816A (en) * | 1972-09-22 | 1976-11-17 | Hempel S L | Helicopters |
RU2175625C1 (ru) * | 2000-07-17 | 2001-11-10 | Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Транспортный вертолет |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2190812A (en) * | 1937-05-17 | 1940-02-20 | Gunnar A Wahlmark | Hydraulic motor or pump |
-
2006
- 2006-01-13 IT IT000002A patent/ITNA20060002A1/it unknown
-
2007
- 2007-01-05 ES ES07706208T patent/ES2333060T3/es active Active
- 2007-01-05 WO PCT/IT2007/000008 patent/WO2007080617A1/en active Application Filing
- 2007-01-05 RU RU2008133209/11A patent/RU2445235C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-01-05 KR KR1020087019460A patent/KR20090003167A/ko not_active Application Discontinuation
- 2007-01-05 AT AT07706208T patent/ATE441576T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-01-05 EP EP07706208A patent/EP1976755B1/en not_active Not-in-force
- 2007-01-05 DE DE602007002275T patent/DE602007002275D1/de active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2644534A (en) * | 1946-10-05 | 1953-07-07 | United Aircraft Corp | Automatic torque compensator |
US2427982A (en) * | 1947-06-19 | 1947-09-23 | Bell Aircraft Corp | Helicopter antitorque and steering control |
GB1455816A (en) * | 1972-09-22 | 1976-11-17 | Hempel S L | Helicopters |
RU2175625C1 (ru) * | 2000-07-17 | 2001-11-10 | Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Транспортный вертолет |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Башта Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. - Машиностроение, 1967, с.13, рис.3 (б, в). * |
Гейер и др., Гидравлика и гидропривод. - М.: Недра, 1981. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
ES2333060T3 (es) | 2010-02-16 |
ATE441576T1 (de) | 2009-09-15 |
DE602007002275D1 (de) | 2009-10-15 |
KR20090003167A (ko) | 2009-01-09 |
ITNA20060002A1 (it) | 2007-07-14 |
WO2007080617A1 (en) | 2007-07-19 |
EP1976755A1 (en) | 2008-10-08 |
RU2008133209A (ru) | 2010-02-20 |
EP1976755B1 (en) | 2009-09-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2445235C2 (ru) | Вертолетный хвостовой винт с переменной скоростью с гидростатическим приводом | |
US2037745A (en) | Helicopter | |
RU2566831C2 (ru) | Тяговая и передающая движение установка, в частности, для винтокрылого летательного аппарата | |
US5213471A (en) | Propeller pitch control | |
JPH085438B2 (ja) | ティルトローター航空機 | |
US20080111399A1 (en) | Rotor Blade Pitch Control | |
US20210188452A1 (en) | Displacement control hydrostatic propulsion system for multirotor vertical take off and landing aircraft | |
CN107472514A (zh) | 变距螺旋桨及无人机 | |
EP2907747A1 (en) | Cyclic pitch actuation system for counter-rotating propellers | |
CN105431351B (zh) | 用于控制螺旋桨装置的涡轮机叶片的角位置的装置 | |
US3450208A (en) | Dual drive mechanism | |
US3895598A (en) | Ship propulsion unit having a variable pitch propeller | |
US2162794A (en) | Rotary wing aircraft | |
US3249159A (en) | Propeller control system | |
WO2023142204A1 (zh) | 基于液压扭管变距的直升机旋翼操纵装置 | |
US2606621A (en) | Helicopter rotor control system | |
CN107131277B (zh) | 基于压力控制的机液复合传动系统 | |
US6481968B1 (en) | Rotor mast of a helicopter | |
US2771255A (en) | Mounting and drive for helicopter rotor | |
US2086097A (en) | Variable pitch propeller | |
RU2305648C2 (ru) | Движитель | |
RU2198113C2 (ru) | Аппарат вертикального взлета и посадки | |
US2614499A (en) | Screw pump | |
US10752349B2 (en) | Active counterweight for main rotor | |
CA2554264A1 (en) | Reversible driving apparatus for pcu pumps |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200106 |