RU2577932C1 - Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter - Google Patents
Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2577932C1 RU2577932C1 RU2015101831/11A RU2015101831A RU2577932C1 RU 2577932 C1 RU2577932 C1 RU 2577932C1 RU 2015101831/11 A RU2015101831/11 A RU 2015101831/11A RU 2015101831 A RU2015101831 A RU 2015101831A RU 2577932 C1 RU2577932 C1 RU 2577932C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- helicopter
- tail
- aerodynamic
- compensator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в скоростных вертолетах, выполненных по одновинтовой схеме без рулевого винта.The invention relates to the field of aviation and can be used in high-speed helicopters made according to a single-rotor scheme without a tail rotor.
Известна система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную килевую балку, установленную на конце хвостовой балки под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, хвостовую балку с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующей реактивному моменту. Хвостовая балка выполнена с переменным профилем поперечного сечения и имеет винтообразную форму с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения. Центры поворота профилей поперечных сечений вдоль хвостовой балки расположены на прямой, проходящей через центр радиуса закругления сечения в начале хвостовой балки. На хвосте аэродинамического профиля вдоль хвостовой балки установлен аэродинамический щиток с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля сечения хвостовой балки (патент РФ №2245821).A known system for compensating the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter, comprising a tail rotor, a profiled keel beam, mounted at the end of the tail beam at an angle to the vertical plane of symmetry of the fuselage, a tail rotor pitch control device, a tail beam with the aerodynamic profile of the outer contours of the cross sections, which creates under the influence inductive air flow from the rotation of the rotor blades an additional moment of force, counteracting the reactive moment. The tail boom is made with a variable cross-sectional profile and has a helical shape with a smooth angular rotation of the cross-sectional contour profile. The turning centers of the cross-sectional profiles along the tail boom are located on a straight line passing through the center of the radius of curvature of the section at the beginning of the tail boom. An aerodynamic shield is mounted on the tail of the aerodynamic profile along the tail beam with the possibility of changing the angle of inclination relative to the chord of the aerodynamic profile of the tail section of the tail beam (RF patent No. 22585821).
Такая система обеспечивает частичную компенсацию реактивного момента несущего винта, повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета, увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха, но не исключает необходимости в использовании хвостового винта и не упрощает конструкцию одновинтового вертолета.Such a system provides partial compensation of the rotor torque, increasing the yaw control of a single-rotor helicopter, increasing the flight altitude of helicopters by using a vortex inductive air flow, but does not exclude the need for a tail rotor and does not simplify the design of a single-rotor helicopter.
Известен также каскадно-стабилизированный вертолет, выполненный по одновинтовой схеме, причем роль рулевого винта выполняют стабилизаторы, расположенные вертикально в зоне вращения несущего винта. Стабилизаторы установлены на поперечной балке, которая установлена на конце хвостовой балки вертолета. При этом они имеют возможность поворачиваться вокруг продольной оси поперечной балки с помощью проводки управления и шарнира. Хвостовая балка имеет возможность менять свое положение относительно несущего винта с помощью проводка управления и другого шарнира. Поперечное сечение хвостовой балки выполнено в виде крыла. (патент РФ №2266237).Also known is a cascade-stabilized helicopter, made according to a single-rotor scheme, and the role of the tail rotor is played by stabilizers located vertically in the rotational zone of the rotor. Stabilizers are mounted on the transverse beam, which is installed at the end of the tail boom of the helicopter. Moreover, they have the ability to rotate around the longitudinal axis of the transverse beam using control wiring and a hinge. The tail boom has the ability to change its position relative to the main rotor using control wiring and another hinge. The cross section of the tail boom is made in the form of a wing. (RF patent No. 2266237).
Известный вертолет не имеет хвостового винта, но на режиме косой обдувки будет вести себя не устойчиво при путевом управлении и потери мощности при этом будут значительно выше, чем у обычного вертолета с активной компенсацией реактивного момента. Особенно под влиянием экранного эффекта поверхности земли при около нулевой скорости полета, когда расстояние до земли будет небольшим относительно вертикальной высоты стабилизаторов, что нарушит циркуляцию воздушного потока вокруг стабилизаторов и может привести к возникновению «вихревого кольца», приводящего к «жесткой посадке» вертолета.The known helicopter does not have a tail rotor, but in oblique blowing it will behave unstable during directional control and the power losses will be significantly higher than with a conventional helicopter with active reactive torque compensation. Especially under the influence of the screen effect of the earth’s surface at about zero flight speed, when the distance to the ground will be small relative to the vertical height of the stabilizers, which disrupts the circulation of air flow around the stabilizers and can lead to the formation of a “vortex ring” leading to a “hard landing” of the helicopter.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в упрощении конструкции, снижении массы вертолета и мощности двигателей для обеспечения надежного управления вертолетом без рулевого винта.The technical result of the invention is to simplify the design, reducing the mass of the helicopter and engine power to ensure reliable control of the helicopter without a tail rotor.
Поставленная задача решается, заменой подвижного рулевого винта пассивным компенсатором реактивного момента с решетчатыми поликрыльями, состоящими из комплекта аэродинамических стабилизаторов, расположенных вертикально в зоне вращения несущего винта с возможностью поворота при помощи проводки управления и продольных шарниров. Установленные на фюзеляже вертолета продольные шарниры, связывают его с поперечными крыльями и хвостовыми стабилизаторами, которые соединены между собой аэродинамической решеткой из пересекающихся вертикальных полос желобкового профиля, ориентированных вогнутой стороной навстречу вращению несущего винта вертолета, у которого педали путевого управления и рычаг шаг-газ связаны через проводку управления автоматической гидросистемы с фюзеляжными гидроцилиндрами и штоками подкосов поперечных крыльев.The problem is solved by replacing the movable tail rotor with a passive reactive torque compensator with trellised poly wings, consisting of a set of aerodynamic stabilizers located vertically in the rotor rotation zone with the possibility of rotation using control wires and longitudinal joints. The longitudinal hinges mounted on the fuselage of the helicopter connect it with the transverse wings and tail stabilizers, which are interconnected by an aerodynamic grid of intersecting vertical stripes of the groove profile, oriented with the concave side facing the rotation of the rotor of the helicopter, in which the directional pedals and the step-gas lever are connected through control wiring of an automatic hydraulic system with fuselage hydraulic cylinders and rods of struts of transverse wings.
Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности "новизна".The analysis of the prior art by the applicant has made it possible to establish that there are no analogs characterized by sets of features identical to all the features of the claimed system for compensating the reactive moment of the rotor of a rotor of a single-rotor helicopter. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "novelty."
Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипов признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата.The search results for known solutions in the art in order to identify features that match the distinctive features of the prototypes of the claimed technical solution have shown that they do not follow explicitly from the prior art. From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed technical solution on the achievement of the specified technical result is not revealed.
Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень", так как в отличие от существующего прототипа, предлагаемая конструкция имеет два решетчатых крыла, закрепленных на продольных шарнирах, положение которых синхронизировано с педалями путевого управления и рычага шаг-газ, что играет существенную роль в решении поставленной задачи.Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "inventive step", because, unlike the existing prototype, the proposed design has two trellised wings mounted on longitudinal hinges, the position of which is synchronized with the directional pedals and the step-gas lever, which plays an essential role in solving the problem.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на Фиг. 1 показана горизонтальная проекция вертолета с предлагаемым компенсатором, на Фиг. 2 - вертикальный план поля скоростей и линий воздушного потока виртуальных испытаний его упрощенной математической модели.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a horizontal projection of a helicopter with the proposed compensator, FIG. 2 is a vertical plan of the velocity field and airflow lines of virtual tests of its simplified mathematical model.
Для улучшения летно-технических характеристик вертолета 1 предлагается новая конструкция компенсатора реактивного момента несущего винта 2 вертолета, выполненная по одновинтовой схеме без рулевого винта, роль которого выполняет пара аэродинамических решеток 3 и 4, расположенная между его поперечными крыльями 5, 6 и стабилизаторами 7, 8, установленными на конце хвостовой балки 9 перед вертикальным килем 10.To improve the flight performance of helicopter 1, a new design of the reactive torque compensator of the
Аэродинамические решетки 3 и 4 установлены в зоне вращения несущего винта 2 с возможностью поворота на продольных шарнирах, пара которых 11 укреплена на фюзеляже вертолета 1, а вторая пара 12 - на конце хвостовой балки 9. Сами решетки собраны из пересекающихся вертикальных полос желобкового профиля 13, закрепленных внутри полукольцевых насадок 14 и ориентированных вогнутой стороной навстречу скорости вращения ω несущего винта вертолета, у которого педали путевого управления 15 и рычаг шаг-газ 16 связаны через проводку управления 17 автоматической гидросистемы 18 с фюзеляжными гидроцилиндрами 19 и шарнирно закрепленными штоками подкосов 20 поперечных крыльев 5 и 6 (на Фиг. 1 показаны пунктиром).
Компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом. При управлении полетом одновинтового вертолета по курсу реактивный момент MR, действующий на фюзеляж 1 от вращающего момента Mнв несущего винта 2, уравновешивается моментами сил, развиваемых распределенной аэродинамической силой Pр от профилированной лентой 13 аэродинамических решеток 3 и 4 за счет циркуляционного обтекания их вертикальной компонентой воздушного потока, создающими на хвостовой балке 9 в направлении вращения ω лопастей несущего винта 2 моменты Mр1 и Mр2, соответственно, компенсирующие момент MR. При этом горизонтальная компонента воздушного потока создает лишь незначительную силу лобового сопротивления Pл на аэродинамических решетках 3 и 4, благодаря экранирующему действию тонкой ветровой тени поперечных крыльев 5, 6 и полукольцевых насадок 14.Compensator reactive torque of the rotor of a single-rotor helicopter operates as follows. When controlling the flight of a single-rotor helicopter at the heading, the reactive moment M R acting on the fuselage 1 from the torque M nv of the
Поскольку вертикальный размер желобковых полос 13 невелик и практически сопоставим с аналогичным размером самого несущего винта 2, то влиянием экранирующего эффекта земли и фюзеляжа можно смело пренебречь, поэтому аэродинамическое воздействие решеток 3 и 4 сводится к созданию противоположной закрутки воздушного потока несущего винта 2, а не «вихревого кольца» вокруг него. Этому способствует и первоначальная установка желобковых полос 13 так, что касательная к их верхней кромке направлена строго вертикально для обеспечения их максимального аэродинамического качества.Since the vertical size of the grooves 13 is small and practically comparable with the same size of the
Поэтому их продольный наклон приводит к уменьшению горизонтальной площади решетчатых крыльев, аэродинамической силы Pр и соответствующему снижению компенсирующих моментов Mр1 и Mр2. В результате фюзеляж вертолета 1 совершает определенный поворот по курсу, который задается соответствующей длинной подкосов 20 идроцилидров 19, которые управляются автоматической гидросистемой 18 с проводкой управления 17 от рычага шаг-газ 16 и педалей путевого управления 15, как у обычного вертолета с рулевым винтом.Therefore, their longitudinal slope leads to a decrease in the horizontal area of the lattice wings, the aerodynamic force P p and a corresponding decrease in the compensating moments M p1 and M p2 . As a result, the fuselage of the helicopter 1 makes a certain turn along the course, which is determined by the corresponding length of the struts 20 of the idrocyclides 19, which are controlled by the automatic hydraulic system 18 with the control wiring 17 from the step-gas lever 16 and the directional pedals 15, as in a conventional helicopter with a tail rotor.
Предложенный пассивный, то есть без подвижных частей, компенсатор реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволит обеспечить комфортабельность и безопасность полетов вертолетов при околонулевых скоростях, особенно вблизи земли, и значительно повысить его скорость и потолок до уровня, располагаемого несущим винтом и мощностью силовой установки.The proposed passive, that is, without moving parts, compensator for the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter will ensure the comfort and safety of helicopter flights at near-zero speeds, especially near the ground, and significantly increase its speed and ceiling to a level located by the rotor and power of the power plant.
Промышленная реализуемость и применимость предложенного компенсатора подтверждается компьютерными испытаниями его упрощенной математической модели Фиг. 2 (без учета фюзеляжа), в частности прилагаемой вертикальной проекцией поля скоростей и линий воздушного потока, которая наглядно демонстрируют отсутствие «вихревого кольца» и безвихревое распределение линий тока под аэродинамическими решетками 3 и 4 даже при полной компенсации реактивного момента несущего винта 2 вертолета.The industrial feasibility and applicability of the proposed compensator is confirmed by computer tests of its simplified mathematical model. FIG. 2 (excluding the fuselage), in particular the attached vertical projection of the velocity field and air flow lines, which clearly demonstrate the absence of a “vortex ring” and the vortex-free distribution of streamlines under the
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015101831/11A RU2577932C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015101831/11A RU2577932C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2577932C1 true RU2577932C1 (en) | 2016-03-20 |
Family
ID=55648086
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015101831/11A RU2577932C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2577932C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3260582A (en) * | 1961-08-10 | 1966-07-12 | Norton Co | Polishing and abrading materials |
| US3902688A (en) * | 1974-03-15 | 1975-09-02 | Textron Inc | I-tail empennage |
| US6416015B1 (en) * | 2001-05-01 | 2002-07-09 | Franklin D. Carson | Anti-torque and yaw-control system for a rotary-wing aircraft |
| RU2266237C2 (en) * | 2000-03-21 | 2005-12-20 | Лисин Сергей Петрович | Cascade-type stabilizing helicopter |
-
2015
- 2015-01-21 RU RU2015101831/11A patent/RU2577932C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3260582A (en) * | 1961-08-10 | 1966-07-12 | Norton Co | Polishing and abrading materials |
| US3902688A (en) * | 1974-03-15 | 1975-09-02 | Textron Inc | I-tail empennage |
| RU2266237C2 (en) * | 2000-03-21 | 2005-12-20 | Лисин Сергей Петрович | Cascade-type stabilizing helicopter |
| US6416015B1 (en) * | 2001-05-01 | 2002-07-09 | Franklin D. Carson | Anti-torque and yaw-control system for a rotary-wing aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6196795B2 (en) | Performance-enhanced winglet system and method | |
| US9555895B2 (en) | Motor pylons for a kite and airborne power generation system using same | |
| EP4001106A1 (en) | Vtol aircraft using rotors to simulate rigid wing aero dynamics | |
| US5108044A (en) | Shroud-fin integration shelf for a helicopter empennage structure | |
| EP1436193B1 (en) | Aircraft configuration with improved aerodynamic performance | |
| JP3121417B2 (en) | Ducted fan anti-torque device | |
| RU2539308C2 (en) | Aircraft horizontal stabiliser surface | |
| JP6184736B2 (en) | Vortex generator | |
| US10625847B2 (en) | Split winglet | |
| US9061758B2 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| US10279899B2 (en) | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods | |
| GB2468978A (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
| JPH0156960B2 (en) | ||
| US20170174339A1 (en) | Aircraft rotor blade of shape adapted for acoustic improvement during an approach flight and for improving performance in forward flight | |
| EP2604516B1 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
| JP6376667B2 (en) | Aircraft stabilization system and method for modifying an aircraft thereby | |
| US8733696B2 (en) | Method for enhancing the aerodynamic efficiency of the vertical tail of an aircraft | |
| CN106828911A (en) | String wing unmanned plane | |
| US11745851B2 (en) | Flight control system for an aircraft | |
| RU2577932C1 (en) | Compensator of reactive moment of main rotor of single-rotor helicopter | |
| CN205131647U (en) | Aircraft in wing area skylight | |
| RU2399556C2 (en) | System and device to reduce turbulence in aircraft wake | |
| RU2281226C1 (en) | Device for additional compensation of reactive torque of single-rotor helicopter | |
| CN206255191U (en) | String wing unmanned plane | |
| WO2013104007A1 (en) | Motor pylons for a kite and airborne power generation system using same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180122 |