RU2557683C2 - Helicopter with crosswise duct - Google Patents
Helicopter with crosswise duct Download PDFInfo
- Publication number
- RU2557683C2 RU2557683C2 RU2013146784/11A RU2013146784A RU2557683C2 RU 2557683 C2 RU2557683 C2 RU 2557683C2 RU 2013146784/11 A RU2013146784/11 A RU 2013146784/11A RU 2013146784 A RU2013146784 A RU 2013146784A RU 2557683 C2 RU2557683 C2 RU 2557683C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- stator
- transverse channel
- vanes
- axis
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к вертолету с устройством противодействия крутящему моменту, поддерживаемого внутри поперечного канала с признаками ограничительной части п. 1 формулы изобретения. Упомянутые устройства противодействия крутящему моменту, поддерживаемые внутри поперечного канала известны как так называемые Фенестрон (Fenestron).The invention relates to a helicopter with a counter-torque device, supported inside the transverse channel with the signs of the restrictive part of
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯBACKGROUND OF THE INVENTION
Растущее осознание экологии привлекает все больше и больше внимания к дополнительным улучшениям компонентов вертолета, и в этом конкретном случае, основанных на поперечном канале систем противодействия крутящему моменту, особенно с целью уменьшения какого-либо излучения шума для увеличения принятия вертолета населением.The growing environmental awareness is drawing more and more attention to additional improvements to the helicopter components, and in this particular case, based on the transverse channel of the anti-torque systems, especially with the aim of reducing any noise emission to increase helicopter acceptance by the population.
Для понимания феномена взаимодействий ротор-статор, особенно прогнозируя тоновый шум по причине взаимодействий турбулентного следа, требуется знание о периодических нагрузках, прилагаемых на лопатки статора упомянутого устройства противодействия крутящему моменту. Обычно рассматриваются два различных эффекта. Первый эффект относится к пересечению периодических групп дефектов скорости вязкого турбулентного следа от лопастей ротора с лопатками статора. Эти возмущения скорости производят колеблющиеся подъемные силы на лопатках статора, которые расходятся как массив дипольных источников и являются причиной компонентов гармонического шума. Второй эффект связан с широкополосным шумом взаимодействия статора, который является результатом турбулентного истечения ротора, производящего случайный колеблющийся подъем на статоре.To understand the phenomenon of rotor-stator interactions, especially when predicting tone noise due to turbulent wake interactions, knowledge of the periodic loads applied to the stator blades of the above-mentioned torque counter is required. Two different effects are usually considered. The first effect relates to the intersection of periodic groups of velocity defects of a viscous turbulent wake from rotor blades with stator vanes. These velocity perturbations produce oscillating lifting forces on the stator blades, which diverge as an array of dipole sources and cause harmonic noise components. The second effect is associated with the broadband noise of the stator interaction, which is the result of turbulent outflow of the rotor, producing a random oscillating rise on the stator.
В документе EP0680873 A1 описан хвостовой ротор с многолопастным ротором с изменяемым шагом, установленный соосно внутри канала воздушного потока, окруженного кожухом, содержащим выпрямитель потока. Лопасти ротора перемещаются перпендикулярно оси канала и имеют угловое распределение вокруг оси ротора с неравномерной азимутальной модуляцией, определенной из формулы, основанной на количестве лопастей. Азимутальная модуляция лопастей ротора соответствует в основном пониженному синусоидальному закону, согласно которому угловое положение одной лопасти меняется максимально на +/- 5° относительно неподвижного углового положения. Выпрямитель воздушного потока выполнен в форме статора с неподвижными лопастями, расположенными так, что они выпрямляют поток воздуха от ротора, образуя поток, параллельный оси ротора.EP0680873 A1 describes a tail rotor with a variable pitch rotor rotor mounted coaxially inside an air flow channel surrounded by a housing containing a flow rectifier. The rotor blades move perpendicular to the axis of the channel and have an angular distribution around the axis of the rotor with uneven azimuthal modulation, determined from a formula based on the number of blades. The azimuthal modulation of the rotor blades corresponds mainly to a reduced sinusoidal law, according to which the angular position of one blade changes as much as +/- 5 ° relative to the fixed angular position. The air flow rectifier is made in the form of a stator with fixed blades arranged so that they straighten the air flow from the rotor, forming a flow parallel to the axis of the rotor.
В документе EP0680874 A1 описана лопатка с полой металлической центральной частью, образующей ее основное сечение лопатки, и как корень лопатки, так и вершина лопатки выполнены как концевое крепление, оснащенное по меньшей мере одной поперечной лапкой для крепления лопатки. Способ изготовления состоит в штамповке выдавливанием полой металлической секции с поперечным сечением, соответствующим аэродинамическому профилю лопатки, в отрезании части секции с длиной, не являющейся существенно меньше, чем размах лопатки, и в выполнении каждого конца части секции как концевого крепления по меньшей мере с одной крепежной лапкой, либо посредством механической обработки и деформации концов части секции, либо посредством установки концевых креплений, прикрепляемых к его концам.EP0680874 A1 describes a blade with a hollow metal central part forming its main section of the blade, and both the root of the blade and the top of the blade are made as end mounts equipped with at least one transverse tab for mounting the blades. The manufacturing method consists in extrusion stamping of a hollow metal section with a cross section corresponding to the aerodynamic profile of the blade, in cutting off a section of a section with a length that is not substantially less than the span of the blade, and in making each end of the section section as an end attachment with at least one fixing foot, either by machining and deformation of the ends of the section, or by installing end fittings attached to its ends.
В документе EP 1 778 951 B1 описан расположенный в канале вентилятор для вертолета с поперечным каналом и устройство противодействия крутящему моменту, поддерживаемое в канале. Устройство противодействия крутящему моменту включает в себя ротор, установленный с возможностью вращения внутри канала, и статор, неподвижно установленный внутри канала вниз по потоку от ротора. Ротор включает в себя втулку ротора, имеющую ось ротора, и лопасти ротора, простирающиеся из втулки. Лопасти ротора имеют модулированное угловое распределение вокруг оси ротора. Статор включает в себя втулку статора и множество лопаток статора, распределенных вокруг втулки статора. Лопатки статора модулированы по углу вокруг втулки статора.
КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION
Основной целью настоящего изобретения является дополнительное улучшение шумовых характеристик вертолета с поперечным каналом, в частности, для дополнительного улучшения шумовых характеристик вертолета с поперечным каналом на различных этапах полета.The main objective of the present invention is to further improve the noise characteristics of a transverse channel helicopter, in particular, to further improve the noise characteristics of a transverse channel helicopter at various stages of flight.
Решение обеспечено вертолетом с поперечным каналом с признаками ограничительной части п. 1 формулы изобретения.The solution is provided by a helicopter with a transverse channel with the signs of the restrictive part of
Согласно изобретению вертолет с продольной осью и с хвостовой частью снабжен поперечным каналом для устройства противодействия крутящему моменту, поддерживаемого внутри упомянутого канала. Упомянутое устройство противодействия крутящему моменту включает в себя ротор, установленный с возможностью вращения внутри упомянутого канала. Упомянутый ротор включает в себя втулку ротора, имеющую ось ротора, и лопасти ротора, простирающиеся от упомянутой втулки. Согласно изобретению, ротор установлен вокруг оси ротора, которая наклонена примерно на 1°, в частности в диапазоне от -20° до +45°, вокруг оси вращения. Упомянутая ось вращения параллельно сдвинута относительно продольной оси обладающего признаками изобретения вертолета, причем начало упомянутой оси вращения находится в центре ротора, и упомянутая ось вращения направлена к хвосту вертолета. Упомянутые лопасти ротора имеют модулированное угловое распределение вокруг упомянутой оси ротора. Упомянутое устройство противодействия крутящему моменту дополнительно включает в себя статор, установленный неподвижно внутри упомянутого канала и сдвинутый вдоль упомянутой оси ротора от упомянутого ротора. Упомянутый статор включает в себя множество лопаток статора, распределенных вокруг обтекателя редуктора. Упомянутые лопатки статора модулированы по углу вокруг упомянутого обтекателя редуктора так, что взаимное влияние между ротором и статором ограничено посредством исключения того, что любая угловая разница между двумя лопастями ротора соответствует угловой разнице между двумя лопатками статора и/или аэродинамическим обтекателем ведущего вала, окружающим ведущий вал и начинающимся от главного редуктора и заканчивающимся в редукторе хвостового ротора внутри обтекателя редуктора. Аэродинамика обтекателя ведущего вала оптимизирована посредством улучшения формы аэродинамической поверхности и посредством уменьшения размера обтекателя ведущего вала в радиальном направлении от обтекателя редуктора к поперечному каналу. Упомянутый ведущий вал находится в зацеплении с возможностью привода с ротором. Управляющий стержень внутри обтекателя ведущего вала управляет углом шага лопастей ротора. Упомянутый управляющий стержень начинается по меньшей мере опосредованно от педалей в кабине экипажа вертолета. Ось ротора является, по существу, соосной с каналом. Максимальное количество лопаток статора обладающего признаками изобретения вертолета составляет предпочтительно шесть, четыре или, более предпочтительно, две. Лопатки статора обладающего признаками изобретения вертолета выполнены с возможностью выдерживать либо растяжение, либо сжатие в зависимости от их геометрического положения в поперечном канале и/или состояния полета. Основными особенностями обладающего признаками изобретения вертолета, обеспечивающими улучшенную конструкцию малошумного поперечного канала, являются следующие:According to the invention, a helicopter with a longitudinal axis and with a tail portion is provided with a transverse channel for a torque counter device supported inside said channel. Said torque counter device includes a rotor rotatably mounted within said channel. Said rotor includes a rotor hub having a rotor axis, and rotor blades extending from said hub. According to the invention, the rotor is mounted around the axis of the rotor, which is inclined by about 1 °, in particular in the range from -20 ° to + 45 °, around the axis of rotation. Said axis of rotation is parallel shifted relative to the longitudinal axis of the inventive helicopter, the beginning of said axis of rotation being in the center of the rotor, and said axis of rotation directed toward the tail of the helicopter. Said rotor blades have a modulated angular distribution around said rotor axis. Said torque counter device further includes a stator fixedly mounted inside said channel and shifted along said rotor axis from said rotor. Said stator includes a plurality of stator vanes distributed around the cowl of the gearbox. Said stator vanes are modulated in an angle around said reducer cowl so that the mutual influence between the rotor and the stator is limited by eliminating the fact that any angular difference between the two rotor vanes corresponds to the angular difference between the two stator vanes and / or the aerodynamic cowling of the drive shaft surrounding the drive shaft and starting from the main gearbox and ending in the tail rotor gearbox inside the gear fairing. The aerodynamics of the fairing of the drive shaft are optimized by improving the shape of the aerodynamic surface and by reducing the size of the fairing of the drive shaft in the radial direction from the fairing of the gearbox to the transverse channel. Mentioned drive shaft is engaged with the possibility of drive with a rotor. The control rod inside the fairing of the drive shaft controls the pitch angle of the rotor blades. Mentioned control rod starts at least indirectly from the pedals in the cockpit of the helicopter. The rotor axis is essentially coaxial with the channel. The maximum number of stator blades of the inventive helicopter is preferably six, four, or more preferably two. The stator blades of a helicopter with features of the invention are capable of withstanding either tension or compression, depending on their geometric position in the transverse channel and / or flight state. The main features of the inventive helicopter, providing an improved low-noise transverse channel design, are as follows:
- фазовая модуляция Ротора поперечного канала,- phase modulation of the rotor of the transverse channel,
- уменьшение взаимных влияний между ротором и статором поперечного канала посредством уменьшения количества лопаток статора и посредством оптимизации азимутального (θv) и радиального (ν1) положений лопаток статора поперечного канала,- reducing the mutual effects between the rotor and the stator of the transverse channel by reducing the number of stator vanes and by optimizing the azimuthal (θ v ) and radial (ν 1 ) positions of the stator vanes of the transverse channel,
- уменьшение взаимных влияний между ротором поперечного канала и обтекателем ведущего вала поперечного канала посредством оптимизации формы обтекателя для исключения заграждения канала, и- reducing the mutual influences between the rotor of the transverse channel and the fairing of the drive shaft of the transverse channel by optimizing the shape of the fairing to prevent obstruction of the channel, and
- максимизация расстояния между ротором и статором поперечного канала, например, посредством наклонения лопаток статора поперечного канала от плоскости ротора и/или посредством аэродинамической оптимизации формы передней кромки лопаток статора поперечного канала.- maximizing the distance between the rotor and the stator of the transverse channel, for example, by tilting the stator vanes of the transverse channel from the plane of the rotor and / or by aerodynamic optimization of the shape of the leading edge of the stator vanes of the transverse channel.
Преимущества настоящего изобретения содержат дополнительные улучшения основанной на поперечном канале системы противодействия крутящему моменту, в частности улучшенную малошумную конструкцию статора поперечного канала с уменьшенными излучениями шума и, следовательно, с увеличенной возможностью принятия вертолета населением. Более того, уменьшенное количество лопаток статора поперечного канала приводит к меньшим затратам на производство и обслуживание. Эффективные и экономичные вертолеты обеспечивают улучшение внешнего вида, продаж и преимуществ по сравнению с конкурентами.The advantages of the present invention include further improvements in the transverse channel based torque counter system, in particular an improved low noise transverse channel stator design with reduced noise emissions and, therefore, with increased helicopter population acceptance. Moreover, the reduced number of stator vanes of the transverse channel leads to lower production and maintenance costs. Efficient and economical helicopters provide improved appearance, sales and advantages over competitors.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, соответствующие расстояния между плоскостью ротора поперечного канала и любыми точками на передних и задних кромках между корнем и вершиной лопаток статора у поперечного канала согласно изобретению больше, чем расстояния между плоскостью ротора поперечного канала и любыми точками на прямой линии между упомянутым корнем и упомянутой вершиной у поперечного канала передних или задних кромках лопаток статора. Максимизированное расстояние для любых точек на задних кромках лопаток статора согласно изобретению определено шириной геометрии кожуха, а именно упомянутые задние кромки лопаток статора согласно изобретению ограничены внутри силуэта, образованного упомянутым кожухом обладающего признаками изобретения вертолета.According to a preferred embodiment of the invention, the corresponding distances between the plane of the rotor of the transverse channel and any points on the leading and trailing edges between the root and the top of the stator vanes at the transverse channel according to the invention are greater than the distances between the plane of the rotor of the transverse channel and any points in a straight line between said root and said apex at the transverse channel of the front or rear edges of the stator vanes. The maximized distance for any points on the trailing edges of the stator vanes according to the invention is determined by the width of the casing geometry, namely, the trailing edges of the stator vanes according to the invention are limited within the silhouette formed by the aforementioned housing of the inventive helicopter.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения азимутальные положения и наклон упомянутых двух лопаток статора поперечного канала относительно любой из лопастей ротора соответственно заданы посредством θν-01=140°, ν1-01=25° и θν-02=255°, ν1-02=25° для уменьшенных взаимных влияний между ротором и статором поперечного канала при оптимальном азимутальном (θv) и радиальном (ν1) распределении лопаток статора поперечного канала. Положительные величины ν1 могут быть определены в направлении, противоположном направлению вращения ротора или в направлении вращения ротора.According to a further preferred embodiment of the invention, the azimuthal positions and inclination of said two stator vanes of the transverse channel relative to any of the rotor vanes are respectively set by θ ν-01 = 140 °, ν 1-01 = 25 ° and θ ν-02 = 255 °, ν 1 = 25 ° -02 for reduced interference between the rotor and the stator of the transverse channel at the optimal azimuth (θv) and radial (ν 1) the distribution of the transverse channel of the stator blades. Positive values ν 1 can be determined in the direction opposite to the direction of rotation of the rotor or in the direction of rotation of the rotor.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения передние и задние кромки лопаток статора являются параболическими для уменьшения излучения шумаAccording to a further preferred embodiment of the invention, the leading and trailing edges of the stator vanes are parabolic to reduce noise emission.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения параболическая форма передней кромки лопатки статора определена с использованием трех точек, причем первая точка определена у корня соответствующей лопатки статора, вторая точка у вершины лопатки статора в зависимости от первой точки и угла ν2, и третья точка определена между первыми двумя точками, предпочтительно в среднем сечении соответствующей лопатки статора. Каждое из соответствующих расстояний между плоскостью ротора поперечного канала и первой точкой и третьей точкой максимизировано с ограничением предотвращения выступания задней кромки лопатки статора из геометрии кожуха. Распределение задней кромки лопаток статора является результатом распределения хорды по размаху, являющегося постоянным в предпочтительном варианте осуществления.According to a further preferred embodiment, the parabolic shape of the leading edge of the stator blade is determined using three points, the first point being determined at the root of the corresponding stator blade, the second point at the top of the stator blade depending on the first point and the angle ν 2 , and the third point is defined between the first two points, preferably in the middle section of the corresponding stator blade. Each of the respective distances between the plane of the rotor of the transverse channel and the first point and the third point is maximized with the restriction of preventing the protrusion of the trailing edge of the stator blade from protruding from the casing geometry. The distribution of the trailing edge of the stator vanes is the result of a span distribution of the chord that is constant in the preferred embodiment.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения лопатки статора наклонены под углом ν2=5°±2° относительно плоскости ротора.According to a further preferred embodiment of the invention, the stator vanes are inclined at an angle ν 2 = 5 ° ± 2 ° with respect to the plane of the rotor.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения первая точка ближе к плоскости ротора, чем вторая точка.According to a further preferred embodiment of the invention, the first point is closer to the plane of the rotor than the second point.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления изобретения задняя кромка оптимизированного с точки зрения аэродинамики и акустики обтекателя ведущего вала скруглена для уменьшения аэродинамических и акустических помех. Упомянутый поток проходит, в основном, через поперечный канал от ротора к статору поперечного канала или наоборот от статору поперечного канала к ротору поперечного канала, в зависимости от состояния полета вертолета.According to a further preferred embodiment of the invention, the trailing edge of the aerodynamic and acoustically optimized fairing of the drive shaft is rounded to reduce aerodynamic and acoustic interference. Mentioned flow passes mainly through the transverse channel from the rotor to the stator of the transverse channel or vice versa from the stator of the transverse channel to the rotor of the transverse channel, depending on the flight state of the helicopter.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Предпочтительный вариант осуществления изобретения представлен со ссылкой на последующее описание и на прилагаемые чертежи.A preferred embodiment of the invention is presented with reference to the following description and the accompanying drawings.
На Фиг. 1 показан сферический вид хвостовой части вертолета согласно изобретению,In FIG. 1 shows a spherical view of the tail of a helicopter according to the invention,
на Фиг. 2 показан вид спереди модулированного по фазе ротора вертолета согласно изобретению,in FIG. 2 shows a front view of a phase modulated rotor of a helicopter according to the invention,
на Фиг. 3 показан вид спереди модулированного по фазе ротора с Фиг. 2 в устройстве противодействия крутящему моменту вертолета согласно изобретению,in FIG. 3 is a front view of the phase modulated rotor of FIG. 2 in a helicopter torque counter device according to the invention,
на Фиг. 4 показан вид в поперечном разрезе хвостовой части вертолета согласно изобретению,in FIG. 4 shows a cross-sectional view of the tail of a helicopter according to the invention,
на Фиг. 5 показан вид в поперечном разрезе обтекателя ведущего вала в хвостовой части вертолета согласно изобретению, иin FIG. 5 shows a cross-sectional view of a fairing of a drive shaft in the tail of a helicopter according to the invention, and
на Фиг. 6 показан схематичный вид в поперечном разрезе ведущего вала и управляющего стержня внутри обтекателя ведущего вала с Фиг. 5.in FIG. 6 is a schematic cross-sectional view of a drive shaft and a control rod inside the cowl fairing of FIG. 5.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE PRESENT INVENTION
На Фиг. 1 проиллюстрирована хвостовая часть 1 типа поперечного канала вертолета (не показан). Хвостовая часть 1 типа поперечного канала содержит кожух 3, предохранительную опору 4 и киль 5. К тому же, хвостовая часть 1 типа поперечного канала включает в себя устройство 2 противодействия крутящему моменту, которое выполнено для противодействия крутящему моменту, создаваемому вращением несущего винта вертолета для балансировки вертолета по рысканию. Устройство 2 противодействия крутящему моменту поддерживается внутри поперечного канала 6, который простирается через кожух 3 хвостовой части 1.In FIG. 1 illustrates a
Поперечный канал 6 имеет в целом круглую форму и содержит ротор, образующий плоскость ротора посредством лопастей 13 ротора. Воздух течет через поперечный канал 6 устройства 2 противодействия крутящему моменту.The
Устройство 2 противодействия крутящему моменту включает в себя статор с лопатками 16, 17 статора, обтекатель 14 ведущего вала и обтекатель 15 редуктора.The
Десять лопастей 13 ротора прикреплены к втулке 12 ротора с осью ротора. Упомянутые десять лопастей 13 ротора неравномерно распределены под углом на втулке 12 ротора. Лопасти 13 ротора образуют плоскость ротора, наклоненную примерно на 1°, но в допустимом пределе от -20° до +45° вокруг оси 18 вращения (см. Фиг. 2, 3). Ось 18 вращения выровнена и параллельно сдвинута относительно продольной оси вертолета или выровнена и параллельно сдвинута относительно ведущего вала. Упомянутая ось 18 вращения обращена по направлению к хвосту вертолета, и положительный наклон оси ротора образован в математически положительном смысле (правило правой руки) по отношению к упомянутой оси 18 вращения.Ten
На Фиг. 2 соответствующие признаки обозначены так же, как на Фиг. 1. Десять лопастей 13 ротора распределены вокруг втулки 12 ротора с использованием фазовой модуляции с соответствующими углами, как указано. Фазовая модуляция описывает технологию изменения формы спектра частоты шума. Геометрические положения лопастей 13 ротора поперечного канала распределены с использованием закона синусоидальной модуляции. В EP 1 778 951 B1, содержание которого объединено с настоящим описанием, представлена фазовая модуляция. Геометрические положения изначально равномерно разнесенных лопастей 13 ротора изменены относительно их изначальных положений по образцу синусоидальной амплитуды согласноIn FIG. 2, the corresponding features are denoted as in FIG. 1. Ten
θ' b=θb+Δθ*sin(m*θb),θ ' b = θ b + Δθ * sin (m * θ b ),
где θb - положение b-ой лопасти ротора в равномерно разнесенном расположении, θ' b - положение b-ой лопасти ротора после изменения положения, m - количество раз повторения цикла модуляции за один оборот, и Δθ - амплитуда модуляции, то есть максимальное изменение угла лопасти. Определяющими параметрами закона синусоидальной модуляции являются параметры m и Δθ. Для лучшего распределения акустической энергии параметр m настолько мал, насколько это возможно. Из-за чувствительности человеческого уха интересными является только m=1 или 2. Параметр Δθ должен быть настолько большим, насколько это возможно, в зависимости от, например, ограничений конструкции, нагрузок и/или характеристик.where θ b is the position of the bth rotor blade in a uniformly spaced arrangement, θ ' b is the position of the bth rotor blade after changing position, m is the number of times the modulation cycle is repeated per revolution, and Δθ is the modulation amplitude, i.e., the maximum change blade angle. The determining parameters of the sinusoidal modulation law are the parameters m and Δθ. For a better distribution of acoustic energy, the parameter m is as small as possible. Because of the sensitivity of the human ear, only m = 1 or 2 is of interest. The parameter Δθ should be as large as possible, depending on, for example, design limitations, loads and / or characteristics.
Расположение десяти лопастей 13 ротора использует m=2 и Δθ=9,423°±3,0° или использует m=2 и Δθ=5,73°±3,4° с четырьмя верхними радиальными лопастями 13 ротора, являющимися симметричными относительно четырех нижних радиальных лопастей 13 ротора относительно двух радиальных лопастей 13 ротора, расположенных вдоль оси 18 вращения. К тому же, варианты упомянутого расположения также включают в себя 8-лопастной ротор, использующий m=2 и Δθ=10,75°±3,75° или Δθ=8,96°±5,0°.The location of the ten
На Фиг. 3 соответствующие признаки обозначены так же, как на Фиг. 1, 2. Положения первой лопатки 16 статора и второй лопатки 17 статора 11 внутри поперечного канала соответственно определены двумя параметрами, то есть азимутальным положением θν относительно оси 18 вращения и наклоном ν1 к радиальному направлению от обтекателя 15 редуктора к поперечному каналу 6. Положительные величины ν1 определены в направлении, противоположном направлению вращения ротора. Азимутальное положение относительно оси 18 вращения первой лопатки 16 статора -θν-01=140°, а наклон ν1 к радиальному направлению от обтекателя 15 редуктора к поперечному каналу 6 упомянутой первой лопатки 16 статора -ν1-01=25°. Азимутальное положение относительно оси 18 вращения второй лопатки 17 статора - θν-02=225°, а наклон ν1 к радиальному направлению от обтекателя 15 редуктора к поперечному каналу 6 упомянутой второй лопатки 17 статора - ν1-02=25°.In FIG. 3, corresponding features are denoted in the same manner as in FIG. 1, 2. The positions of the
Азимутальное положение относительно оси 18 вращения первой и второй лопаток 16, 17 статора может изменяться в диапазоне θν=±40°. Наклон первой и второй лопаток 16, 17 статора к радиальному направлению от обтекателя 15 редуктора к поперечному каналу 6 может изменяться в диапазоне ν1=±20°.The azimuthal position relative to the axis of
На Фиг. 4 соответствующие признаки обозначены так же, как на Фиг. 1-3. Угол ν2 относительно плоскости ротора, определенной лопастями 13 ротора, каждой из первой и второй лопаток 16, 17 статора определен через первую точку 19 у корня каждой из лопаток 16, 17 статора у обтекателя 15 редуктора и вторую точку 20, определенную у каждой из вершин лопаток статора у поперечного канала 6. Первая точка 19 ближе к плоскости ротора, чем вторая точка 20. Каждая из первой и второй лопаток 16, 17 статора имеет переднюю и заднюю кромки 29, 30 параболической формы. Параболическая форма передней кромки 29 определена тремя точками, а именно первой точкой 19, второй точкой 20 и третьей точкой 21 между первыми двумя точками, предпочтительно в среднем сечении каждой из лопаток 16, 17 статора. Угол ν2=5° изменяется в диапазоне ±2°. Передняя кромка 29 повернута к лопастям 13 ротора, и задняя кромка 30 повернута от лопастей 13 ротора. Как передняя кромка 29, так и задняя кромка 30 с увеличивающимся радиусом наклонены от плоскости ротора, определенной лопастями 13 ротора.In FIG. 4, corresponding features are denoted in the same manner as in FIG. 1-3. The angle ν2 relative to the plane of the rotor defined by the
Расстояние между плоскостью лопастей 13 ротора и первой точкой 19 максимизировано в зависимости от ширины кожуха 3. Расстояние между плоскостью ротора 10 и третьей точкой 21 опять же максимизировано, в это же время не давая соответствующей задней кромке 30 каждой из лопаток 16, 17 статора выступать из геометрии кожуха. Третья точка 21 находится в диапазоне от образования прямой передней кромки 29 до положения перед описанным ограничением максимального расстояния. Форма соответствующих задних кромок 30 лопаток 16, 17 статора является результатом распределения хорды по размаху, являющегося постоянным.The distance between the plane of the
На Фиг. 5 и 6 соответствующие признаки обозначены так же, как на Фиг. 1-4. Обтекатель 14 ведущего вала в качестве кожуха для ведущего вала 23 и управляющего стержня 24 для управления угла шага лопастей 13 ротора поперечного канала имеет форму, оптимизированную с точки зрения аэродинамики и акустики, с внутренним профилем 22, основанным на четырехзначном аэродинамическом профиле NACA для уменьшения аэродинамических и акустических взаимных влияний между лопастями 13 ротора и обтекателем 14 ведущего вала. Ведущий вал присоединен одним своим концом к главному редуктору (не показан) вертолета и своим другим концом, противоположным одному концу, присоединен для зацепления с возможностью привода к втулке 12 ротора.In FIG. 5 and 6, corresponding features are denoted in the same manner as in FIG. 1-4. The drive shaft fairing 14 as a casing for the
Обтекатель 14 ведущего вала имеет уменьшенный наружный объем и уменьшенное поперечное сечение, восстанавливающееся от корня у обтекателя 15 центрального редуктора к внутренней окружности поперечного канала 6. Поперечное сечение обтекателя 14 ведущего вала восстанавливается с постоянной величиной 1% на расстояние 20-55 мм, предпочтительно в пределах 35-40 мм или 38 мм от корня у обтекателя 15 центрального редуктора к внутренней окружности поперечного канала 6.The drive shaft fairing 14 has a reduced outer volume and a reduced cross section that is restored from the root of the center gear fairing 15 to the inner circumference of the
В целях безопасности и для консервативности минимальное расстояние 15 мм, причем упомянутое минимальное расстояние обозначено соответствующими кругами 27 и 28, должно быть сохранено между внутренним профилем 22 обтекателя 14 ведущего вала и каждого из вращающегося ведущего вала 23 и перемещающегося управляющего стержня 24.For safety and conservative reasons, the minimum distance of 15 mm, the aforementioned minimum distance indicated by the
В зависимости от состояния полета вертолета, поток через поперечный канал 6 может быть и от ротора поперечного канала к статору поперечного канала, и от статора поперечного канала к ротору поперечного канала. Следовательно, скругленная кромка 26 обтекателя 14 ведущего вала предусмотрена у стороны обтекателя 14 ведущего вала, которая обращена от ротора, и еще одна скругленная кромка 25 обтекателя 14 ведущего вала предусмотрена у стороны обтекателя 14 ведущего вала, которая обращена к ротору.Depending on the state of flight of the helicopter, the flow through the
СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИЙLIST OF DESIGNATIONS
1 хвостовая часть вертолета типа поперечного канала1 tail section of the cross channel type helicopter
2 устройство противодействия крутящему моменту2 torque counter
3 кожух3 casing
4 предохранительная опора4 safety support
5 киль5 keel
6 поперечный канал6 cross channel
12 втулка ротора12 rotor hub
13 лопасти ротора13 rotor blades
14 обтекатель ведущего вала14 cowl fairing
15 обтекатель редуктора15 gear fairing
16 первая лопатка статора16 first stator blade
17 вторая лопатка статора17 second stator blade
18 горизонтальная/продольная ось18 horizontal / longitudinal axis
19 первая точка передней кромки лопатки статора19 first point of the leading edge of the stator blade
20 вторая точка передней кромки лопатки статора20 second point of the leading edge of the stator blade
21 третья точка передней кромки лопатки статора21 third point of the leading edge of the stator blade
22 разрез через обтекатель ведущего вала22 cut through the fairing of the drive shaft
23 ведущий вал23 drive shaft
24 управляющий стержень24 control rod
25 передняя кромка обтекателя ведущего вала25 leading edge of the fairing of the drive shaft
26 задняя кромка обтекателя ведущего вала26 trailing edge of the drive fairing
27 безопасное расстояние до ведущего вала27 safety distance to drive shaft
28 безопасное расстояние до управляющего стержня28 safe distance to the control rod
29 передняя кромка лопатки статора29 the leading edge of the stator blade
30 задняя кромка лопатки статора30 trailing edge of the stator blade
Claims (15)
- ротор, установленный с возможностью вращения внутри упомянутого поперечного канала (6), причем упомянутый ротор включает в себя: втулку (12) ротора, имеющую ось ротора, и лопасти (13) ротора, простирающиеся от упомянутой втулки (12) ротора, причем упомянутые лопасти (13) ротора имеют модулированное угловое распределение вокруг упомянутой оси ротора,
- статор, установленный неподвижно внутри упомянутого поперечного канала (6) со сдвигом вдоль упомянутой оси ротора от упомянутого ротора, причем упомянутый статор включает в себя множество лопаток (16, 17) статора, причем упомянутые лопатки (16, 17) статора модулированы по углу так, что взаимное влияние между лопастями (13) ротора и лопатками (16, 17) статора ограничено посредством исключения того, что любая угловая разница между двумя лопастями (13) ротора соответствует любой из угловых разниц между двумя лопатками(16, 17) статора или между любой из лопаток (16, 17) статора и обтекателем (14) ведущего вала,
- ведущий вал (23), начинающийся от главного редуктора и заканчивающийся в редукторе (15) в поперечном канале для зацепления с возможностью привода с ротором, и
- управляющий стержень (24) для управления углами шага лопастей (13) ротора,
отличающийся тем, что
- ротор является вращающимся вокруг оси ротора, наклоненной в диапазоне от -20° до +45° вокруг оси (18) вращения, параллельно сдвинутой относительно продольной оси вертолета или ведущего вала, причем упомянутая ось вращения проходит через центр ротора и направлена к хвосту вертолета,
- расстояния между плоскостью ротора и точками (21) между корнем (19) и вершиной (20) у поперечного канала на передних или задних кромках (29, 30) лопаток (16, 17) статора больше, чем расстояния между плоскостью ротора поперечного канала и любыми точками на прямой линии между упомянутым корнем (19) и упомянутой вершиной (20) у поперечного канала передних или задних кромок (29, 30) лопаток (16, 17) статора, причем максимизированное расстояние для любых точек (21) на задних кромках (30) лопаток (16, 17) статора определено шириной кожуха (3), а именно упомянутые задние кромки (30) лопаток (16, 17) статора ограничены внутри силуэта, образованного упомянутым кожухом (3), и
- ведущий вал (23) и управляющий стержень (24) заключены в аэродинамический обтекатель (14).1. A helicopter with a longitudinal axis and with a tail part (1) with a transverse channel (6) and a drive shaft (23) inside the fairing (14) of the drive shaft for the torque counter device (2) supported inside the said transverse channel (6), moreover, the above-mentioned device for counteracting torque includes:
- a rotor mounted to rotate inside said transverse channel (6), said rotor including: a rotor sleeve (12) having a rotor axis and rotor blades (13) extending from said rotor sleeve (12), said the rotor blades (13) have a modulated angular distribution around said rotor axis,
- a stator mounted motionlessly inside said transverse channel (6) with a shift along said rotor axis from said rotor, said stator including a plurality of stator vanes (16, 17), said stator vanes (16, 17) being angularly modulated that the mutual influence between the rotor blades (13) and the stator vanes (16, 17) is limited by eliminating the fact that any angular difference between the two rotor vanes (13) corresponds to any of the angular differences between the two stator vanes (16, 17) or between any lop current (16, 17) and the cowling stator (14) of the drive shaft,
- a drive shaft (23), starting from the main gearbox and ending in the gearbox (15) in the transverse channel for engagement with the possibility of a drive with a rotor, and
- a control rod (24) for controlling the pitch angles of the rotor blades (13),
characterized in that
- the rotor is rotating around the axis of the rotor, tilted in the range from -20 ° to + 45 ° around the axis (18) of rotation, parallel shifted relative to the longitudinal axis of the helicopter or drive shaft, and said axis of rotation passes through the center of the rotor and is directed towards the tail of the helicopter,
- the distance between the rotor plane and the points (21) between the root (19) and the vertex (20) at the transverse channel on the front or rear edges (29, 30) of the stator vanes (16, 17) is greater than the distance between the rotor plane of the transverse channel and any points in a straight line between the root (19) and the apex (20) at the transverse channel of the front or rear edges (29, 30) of the stator vanes (16, 17), and the maximized distance for any points (21) at the trailing edges ( 30) the stator vanes (16, 17) are defined by the width of the casing (3), namely the aforementioned trailing edges and (30) the stator vanes (16, 17) are bounded within the silhouette formed by said casing (3), and
- the drive shaft (23) and the control rod (24) are enclosed in an aerodynamic cowl (14).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013146784/11A RU2557683C2 (en) | 2013-10-18 | 2013-10-18 | Helicopter with crosswise duct |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013146784/11A RU2557683C2 (en) | 2013-10-18 | 2013-10-18 | Helicopter with crosswise duct |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013146784A RU2013146784A (en) | 2015-04-27 |
| RU2557683C2 true RU2557683C2 (en) | 2015-07-27 |
Family
ID=53282992
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013146784/11A RU2557683C2 (en) | 2013-10-18 | 2013-10-18 | Helicopter with crosswise duct |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2557683C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705485C2 (en) * | 2015-03-09 | 2019-11-07 | коптер груп аг | Helicopter tail rotor device |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5131604A (en) * | 1991-04-11 | 1992-07-21 | United Technologies Corporation | Helicopter antitorque device |
| RU2138422C1 (en) * | 1994-05-04 | 1999-09-27 | Эрокоптер Франс | Device for dampening torque of helicopter |
| EP1778951A2 (en) * | 2004-07-16 | 2007-05-02 | Bell Helicopter Textron Inc. | Counter-torque device for a helicopter |
| RU2385262C1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-03-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to reduce loads and vibration in aircraft with multi-blade screw propellers with even number of blades |
-
2013
- 2013-10-18 RU RU2013146784/11A patent/RU2557683C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5131604A (en) * | 1991-04-11 | 1992-07-21 | United Technologies Corporation | Helicopter antitorque device |
| RU2138422C1 (en) * | 1994-05-04 | 1999-09-27 | Эрокоптер Франс | Device for dampening torque of helicopter |
| EP1778951A2 (en) * | 2004-07-16 | 2007-05-02 | Bell Helicopter Textron Inc. | Counter-torque device for a helicopter |
| RU2385262C1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-03-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to reduce loads and vibration in aircraft with multi-blade screw propellers with even number of blades |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705485C2 (en) * | 2015-03-09 | 2019-11-07 | коптер груп аг | Helicopter tail rotor device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013146784A (en) | 2015-04-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2816427C (en) | Helicopter with a transverse duct | |
| US11772777B2 (en) | Variable pitch bladed disc | |
| US8974189B2 (en) | Blade for a helicopter anti-torque device | |
| US6116857A (en) | Blade with reduced sound signature, for aircraft rotating aerofoil, and rotating aerofoil comprising such a blade | |
| CA2148420C (en) | Counter-torque device with ducted rotor and phase modulation of the blades, for helicopter | |
| US5588618A (en) | Counter-torque device with rotor and flow-straightening stator, both of which are ducted, and phase modulation of the blades of the rotor, for helicopter | |
| CN112041227A (en) | Ultra-silent propeller system | |
| US9359072B2 (en) | Rotor blade for a rotor of an aircraft designed to minimize noise emitted by the rotor | |
| EA006361B1 (en) | Improved turbine | |
| EP2913270B1 (en) | Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor | |
| US11591913B2 (en) | Variable pitch bladed disc | |
| KR20150061581A (en) | A rotorcraft top fairing having a profile in the shape of a truncated drop of water that is provided with a hump of uneven surface | |
| RU2557683C2 (en) | Helicopter with crosswise duct | |
| EP2913269A1 (en) | Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor | |
| RU2538497C1 (en) | Helicopter enclosed antitorque propeller | |
| AU2016365585B2 (en) | Autogyro rotor blade for generating lift by autorotation | |
| EA007477B1 (en) | Propeller | |
| US20200290725A1 (en) | Ducted thrusters | |
| EP2851556A1 (en) | Arrangement to reduce noise of a wind turbine rotor blade | |
| EP2913271A1 (en) | Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor |