RU2496681C1 - Coaxial rotors - Google Patents

Coaxial rotors Download PDF

Info

Publication number
RU2496681C1
RU2496681C1 RU2012113235/11A RU2012113235A RU2496681C1 RU 2496681 C1 RU2496681 C1 RU 2496681C1 RU 2012113235/11 A RU2012113235/11 A RU 2012113235/11A RU 2012113235 A RU2012113235 A RU 2012113235A RU 2496681 C1 RU2496681 C1 RU 2496681C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
air
rotors
diameter
helicopter
Prior art date
Application number
RU2012113235/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012113235A (en
Inventor
Иван Петрович Шевченко
Original Assignee
Иван Петрович Шевченко
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Иван Петрович Шевченко filed Critical Иван Петрович Шевченко
Priority to RU2012113235/11A priority Critical patent/RU2496681C1/en
Publication of RU2012113235A publication Critical patent/RU2012113235A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2496681C1 publication Critical patent/RU2496681C1/en

Links

Landscapes

  • Rotary Pumps (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to production of helicopters with coaxial rotors. Coaxial rotors comprise upper and lower rotors. Diameter of one rotor is 1.8-2.2 times smaller than that of the other rotor. Note here that smaller-diameter rotor rpm is 1.8-2.2 rimes higher than that of the larger diameter rotor. Blades of larger diameter rotor have no cells at the span from blade butt to spar center.
EFFECT: higher helicopter efficiency in hovering.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области вертолетостроения, а конкретно к несущим винтам, размещенным коаксиально. Это изобретение предназначено для вертолетов, применяемых для поисково-спасательных работ в горах на больших высотах.The invention relates to the field of helicopter engineering, and in particular to rotors placed coaxially. This invention is intended for helicopters used for search and rescue operations in the mountains at high altitudes.

Известен вертолет Ми-8, построенный по одновинтовой схеме. Недостатком такой схемы, кроме рулевого винта, парирующего реактивный момент несущего винта, является еще и различная индуктивная скорость отбрасывания воздуха по радиусу вращения несущего винта.Famous Mi-8 helicopter, built on a single-rotor scheme. The disadvantage of this scheme, in addition to the tail rotor, fending off the reactive moment of the main rotor, is also a different inductive speed of air rejection along the radius of rotation of the main rotor.

Наиболее близким прототипом к заявляемому типу вертолета по максимальному количеству сходных признаков, относятся вертолеты (см. RU, патент 2364550, МПК В64С 27/04) и КА-25. Это применение соосных несущих винтов, фюзеляжа с хвостовым оперением и шасси. Недостатком такой схемы также является различная индуктивная скорость отбрасывания воздуха. Это объясняется различной окружной скоростью по радиусу при вращении лопасти. В результате ближе к оси вращения винта индуктивная скорость отбрасывания воздуха будет уменьшаться и имеет меньшую величину, чем во внешней части поверхности, ометаемой несущим винтом при вращении (см. автор A.M.Загордан «Элементарная теория вертолета», глава 2, вопрос 5. Индуктивная скорость потока. (Интернет)). Поджатие воздуха к оси вращения винта будет уменьшаться на режиме висения вертолета у земли, соответственно эффект влияния «воздушной подушки» будет уменьшаться, тем более после прохождения плоскости вращения винта воздух отбрасывается вниз и закручивается в сторону вращения винта. Т.о., воздух, отбрасываемый винтом, образует конус, что не позволяет достичь большей плотности воздуха, а значит, и большей эффективности «воздушной подушки».The closest prototype to the claimed type of helicopter by the maximum number of similar features include helicopters (see RU, patent 2364550, IPC VC 27/04) and KA-25. This is the use of coaxial rotors, tail fuselage and landing gear. The disadvantage of this scheme is also the different inductive rate of air rejection. This is explained by different peripheral radial velocities during rotation of the blade. As a result, closer to the rotational axis of the rotor, the inductive air rejection rate will decrease and have a lower value than in the outer part of the surface swept by the rotor during rotation (see AM Zagordan, Elementary Helicopter Theory, chapter 2, question 5. Inductive flow rate . (The Internet)). Compression of air to the axis of rotation of the propeller will decrease during the helicopter hovering mode near the ground, respectively, the effect of the “air cushion” will decrease, moreover, after passing through the plane of rotation of the propeller, the air is thrown down and swirls in the direction of rotation of the propeller. Thus, the air thrown by the screw forms a cone, which does not allow to achieve a greater density of air, and therefore, greater efficiency of the "air cushion".

В основу изобретения заложен принцип разности отношений диаметров верхнего и нижнего несущих винтов, а также их угловой скорости вращения. Например, диаметр нижнего несущего винта будет меньше примерно в 2 раза, чем диаметр верхнего винта, а обороты нижнего винта будут примерно в 2 раза больше верхнего винта. Для более точного уравновешивания реактивных моментов между винтами это соотношение можно принять как 2,2…1,8:1 по диаметрам, и по оборотам 1:1,8…2,2. Т.к. обороты нижнего винта возрастут, то и возрастет индуктивная скорость отбрасывания воздуха, что увеличит поджатие воздуха ближе к оси вращения винта на режиме висения вертолета у земли, эффект влияния «воздушной подушки» возрастет. Это позволит использовать вертолет для проведения поисково-спасательных работ на бóльших высотах в горах, чем обычные вертолеты.The basis of the invention is the principle of the difference between the diameters of the upper and lower rotors, as well as their angular velocity. For example, the diameter of the lower rotor will be approximately 2 times smaller than the diameter of the upper rotor, and the rotations of the lower rotor will be approximately 2 times larger than the upper rotor. For a more accurate balancing of the reactive moments between the screws, this ratio can be taken as 2.2 ... 1.8: 1 in diameter, and in revolution 1: 1.8 ... 2.2. Because if the rotor speeds of the lower rotor increase, the inductive rate of air rejection will increase, which will increase the preload of air closer to the rotational axis of the rotor during the helicopter’s hanging from the ground, and the effect of the “air cushion” will increase. This will make it possible to use a helicopter for search and rescue operations at higher altitudes in the mountains than conventional helicopters.

На чертеже показан общий вид вертолета: 1 - фюзеляж; 2 - верхний несущий винт; 3 - нижний несущий винт; 4 - двигатели с пылезащитными устройствами (ПЗУ); 5 - хвостовое оперение; 6 - шасси.The drawing shows a General view of the helicopter: 1 - fuselage; 2 - upper rotor; 3 - lower rotor; 4 - engines with dust protection devices (ROM); 5 - tail; 6 - chassis.

Изобретение осуществляется следующим образом. Диаметр одного из несущих винтов примерно в два раза меньше, чем диаметр другого винта. На чертеже в качестве примера показан нижний несущий винт с меньшим диаметром. Лопасти верхнего винта от комля и до середины лонжерона не имеют отсеков, т.е. лонжерон «голый». Это объясняется тем, что индуктивная скорость отбрасывания воздуха на этом участке будет сравнительно небольшой, поэтому нет необходимости на это затрачивать мощность двигателей. Диаметр нижнего винта примерно в два раза меньше, чем диаметр верхнего, но зато обороты будут больше примерно в два раза. При работе двигателей нижний несущий винт будет иметь обороты в 1,8…2,2 раза больше, чем верхний винт. Индуктивная скорость отбрасывания воздуха ближе к оси вращения винтов увеличится, поджатие воздуха на режиме висения вертолета у земли увеличивается, эффективность «воздушной подушки» возрастает, что уменьшает потребную мощность на этом режиме, что позволит выполнять этот режим в горах на больших высотах. Т.к. индуктивная скорость отбрасывания воздуха ближе к оси вращения винтов будет большая, есть целесообразность использовать поджатие воздуха перед ПЗУ, что повысит мощность двигателей на больших высотах за счет повышения плотности воздуха на входе в двигатели. Для этого необходимо изменить конструкцию ПЗУ. При таком соотношении диаметров и оборотов несущих винтов есть возможность увеличить крейсерскую скорость полета вертолета в два раза, т.к. зона обратного обтекания лопастей воздухом на этих скоростях будет отсутствовать. Уравновешивание реактивных моментов между винтами осуществляется несколькими способами:The invention is as follows. The diameter of one of the rotors is approximately two times smaller than the diameter of the other screw. The drawing shows, by way of example, a lower rotor with a smaller diameter. The blades of the upper screw from the butt to the middle of the spar do not have compartments, i.e. spar "naked". This is due to the fact that the inductive rate of air rejection in this section will be relatively small, therefore there is no need to expend the engine power on this. The diameter of the bottom screw is approximately two times smaller than the diameter of the top, but the speed will be approximately twice as large. When the engines are running, the lower rotor will have a speed of 1.8 ... 2.2 times more than the upper rotor. The inductive rate of air rejection closer to the axis of rotation of the propellers will increase, the air compression during the helicopter hovering mode near the ground increases, the efficiency of the “air cushion” increases, which reduces the required power in this mode, which will allow this mode to be performed in mountains at high altitudes. Because the inductive rate of air rejection closer to the axis of rotation of the screws will be large, it is advisable to use a preload of air in front of the ROM, which will increase the power of engines at high altitudes by increasing the density of the air at the inlet of the engines. To do this, you need to change the design of the ROM. With this ratio of rotor diameters and revolutions, it is possible to double the helicopter cruising speed, because the zone of reverse flow around the blades of air at these speeds will be absent. The balancing of the reactive moments between the screws is carried out in several ways:

- соотношение по диаметрам винтов как 2,2…1,8:1 и по оборотам 1:1,8…2,2 (применительно к данному чертежу);- the ratio of screw diameters is 2.2 ... 1.8: 1 and the speed of 1: 1.8 ... 2.2 (as applied to this drawing);

- изменение площади лопастей;- change in the area of the blades;

- изменение количества лопастей в несущем винте.- change in the number of blades in the rotor.

При большой индуктивной скорости отбрасывания воздуха у сопел двигателей повысит эффективность работы «ушей» (на чертеже не показаны). Это специальные устройства, предназначенные для уменьшения температуры выхлопных газов двигателей, что затрудняет их захват тепловыми ловушками.With a large inductive air rejection rate at the nozzles of the engines will increase the efficiency of the "ears" (not shown in the drawing). These are special devices designed to reduce the temperature of the exhaust gases of engines, which makes them difficult to capture by thermal traps.

Claims (1)

Соосные несущие винты вертолета включают в себя верхний и нижний винты, отличаются тем, что диаметр одного из несущих винтов в 1,8…2,2 раза меньше другого, обороты винта малого диаметра при работе больше другого в 1,8…2,2 раза, лопасти большего винта от комля до середины лонжерона не имеют отсеков. The coaxial rotors of the helicopter include the upper and lower rotors, characterized in that the diameter of one of the rotors is 1.8 ... 2.2 times smaller than the other, the revolutions of the small diameter rotor are 1.8 ... 2.2 times larger than the other , the blades of the larger screw from the butt to the middle of the spar do not have compartments.
RU2012113235/11A 2012-04-04 2012-04-04 Coaxial rotors RU2496681C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113235/11A RU2496681C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Coaxial rotors

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113235/11A RU2496681C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Coaxial rotors

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012113235A RU2012113235A (en) 2013-10-10
RU2496681C1 true RU2496681C1 (en) 2013-10-27

Family

ID=49302732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012113235/11A RU2496681C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Coaxial rotors

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2496681C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU176027U1 (en) * 2016-07-18 2017-12-26 Акционерное общество "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля" HELICOPTER WITH COLLECTIVE BACKGROUND SCREWS
RU2658467C1 (en) * 2016-12-27 2018-06-21 Ростовский вертолетный производственный комплекс, Публичное акционерное общество "Роствертол" High-speed twin screw helicopter of the coaxial scheme

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2715909A1 (en) * 1994-02-10 1995-08-11 Boute Olivier Jean Marcel Two tail beam helicopter utilising coaxial contra rotating rotors
DE10125077A1 (en) * 2001-05-14 2002-11-21 Siegfried Pauli Helicopter with concentric rotors has upper rotor of greater diameter than lower one
US20070164149A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-19 Van De Rostyne Alexander Jozef Helicopter
RU2460671C1 (en) * 2011-06-22 2012-09-10 Николай Евгеньевич Староверов Three-engined rotodyne

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2715909A1 (en) * 1994-02-10 1995-08-11 Boute Olivier Jean Marcel Two tail beam helicopter utilising coaxial contra rotating rotors
DE10125077A1 (en) * 2001-05-14 2002-11-21 Siegfried Pauli Helicopter with concentric rotors has upper rotor of greater diameter than lower one
US20070164149A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-19 Van De Rostyne Alexander Jozef Helicopter
RU2460671C1 (en) * 2011-06-22 2012-09-10 Николай Евгеньевич Староверов Three-engined rotodyne

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU176027U1 (en) * 2016-07-18 2017-12-26 Акционерное общество "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля" HELICOPTER WITH COLLECTIVE BACKGROUND SCREWS
RU2658467C1 (en) * 2016-12-27 2018-06-21 Ростовский вертолетный производственный комплекс, Публичное акционерное общество "Роствертол" High-speed twin screw helicopter of the coaxial scheme

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012113235A (en) 2013-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102049969B1 (en) A thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding
RU2682954C1 (en) Aircraft
RU2016120302A (en) FULFILLED WITH VERTICAL TAKEOFF Aircraft
US8016226B1 (en) Vertical take off and landing aircraft system with energy recapture technology
JP4672771B2 (en) Rotor hub fairing system for inverted coaxial rotor system
CN106542101B (en) Engine after non-axis symmetry
US9776710B2 (en) Wingtip vortex drag reduction method using backwash convergence
US9555879B1 (en) Aircraft having circular body and blades
CN103863562A (en) Vertical-lifting device with combined propellers
RU2007111370A (en) PEOPLE HELICOPTER 21 CENTURY KAN 21 (OPTIONS)
RO133664B1 (en) Aircraft with vertical take-off and landing
CN109071004A (en) Propeller, power suit and unmanned vehicle
RU2496681C1 (en) Coaxial rotors
US20140154084A1 (en) Non-uniform blade distribution for rotary wing aircraft
EP3031720B1 (en) Guide vanes for a pusher propeller for rotary wing aircraft
CN102745329A (en) Vortex rotary wing type flight vehicle
CN103407572B (en) A kind of vertical takeoff and landing (VTOL) device with fixed-wing
CN106364665B (en) Flying power system and aircraft
RU2515949C2 (en) Aerodynamic propulsor
US5167384A (en) Increasing lift on helicopter rotor blades and aircraft propellers
CN103395494B (en) Dish-shaped helicopter
RU121488U1 (en) AIRCRAFT
CN102233951A (en) Flying disk engine
RU104150U1 (en) MULTI SCREW HELICOPTER
RU2549429C1 (en) Method of conversion of vertical take-off and landing aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170405