RU2588277C1

RU2588277C1 - Single-rotor helicopter

Info

Publication number: RU2588277C1
Application number: RU2015111366/11A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Викторович Марюшин; Светлана Юрьевна Шведова
Original assignee: Акционерное общество "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля"
Filing date: 2015-03-31
Publication date: 2016-06-27

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and can be used for creation of single-rotor helicopter circuit without tail rotor. Single-rotor helicopter comprises fuselage, rotor, power plant with motors and main reduction gear. Rotor shaft is inclined relative to vertical. Power plant units are arranged on a rotary platform. Rotary platform is mounted on ceiling panel of fuselage to turn about its vertical axis and is equipped with drive, which comprises a motor and a self-braking reduction gear. Axis of rotation of rotary platform is shifted relative to centre of mass of helicopter. Length and angle of inclination relative to vertical of rotor shaft and displacement of axis of rotation of rotary platform relative to centre of mass are selected to ensure compensation of reactive moment of rotor on fuselage. Angle of rotation of rotary platform depends on flight conditions.

EFFECT: reduced power consumption of main engines on compensation of reactive moment of rotor.

3 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, а именно к вертолетам, выполненным по одновинтовой схеме со средствами компенсации реактивного момента несущего винта, выполняющими роль рулевого винта, и может быть использовано для создания вертолетов одновинтовой схемы без рулевого винта, а также систем путевого управления вертолетом.The invention relates to the field of aviation, namely to helicopters made according to a single-rotor scheme with means for compensating the reactive moment of the rotor, acting as a tail rotor, and can be used to create single-rotor helicopters without a tail rotor, as well as helicopter track control systems.

Известен вертолет Ми-34 («Московский вертолетный завод имени М.Л. Миля», М.: Любимая книга, 1998, с. 241-248), где агрегаты силовой установки находятся в задней части фюзеляжа, а главный редуктор - над потолком в центральной части фюзеляжа. Недостатком данного вертолета является отсутствие свободного пространства в задней части фюзеляжа.The Mi-34 helicopter is known (Moscow Helicopter Plant named after ML Mil, Moscow: Beloved Book, 1998, pp. 241-248), where the power unit is located in the rear of the fuselage, and the main gearbox is above the ceiling in the central part of the fuselage. The disadvantage of this helicopter is the lack of free space in the rear of the fuselage.

Известен одновинтовой вертолет без рулевого винта (RU 2266237 «Каскадно-стабилизаторный вертолет», МПК В64С 27/06, В64С 27/82, публ. 2005 г.), который является прототипом предлагаемого изобретения. Управление вертолетом осуществляется при помощи системы стабилизаторов, установленных на поперечной балке, которая расположена на конце хвостовой балки в зоне вращения несущего винта. При этом стабилизаторы имеют возможность поворачиваться вокруг своей вертикальной оси, а хвостовая балка, выполненная с поперечным сечением в виде крыла, имеет возможность менять свое положение относительно своей продольной оси.Known single-rotor helicopter without tail rotor (RU 2266237 "Cascade-stabilizer helicopter", IPC V64C 27/06, V64C 27/82, publ. 2005), which is the prototype of the invention. The helicopter is controlled by a system of stabilizers mounted on the transverse beam, which is located at the end of the tail beam in the rotor rotation zone. At the same time, the stabilizers have the ability to rotate around their vertical axis, and the tail beam, made with a cross section in the form of a wing, has the ability to change its position relative to its longitudinal axis.

Такое выполнение средств компенсации реактивного момента несущего винта не представляется эффективным в виду того, что через стабилизаторы, а также по боковой поверхности хвостовой балки, проходит только часть воздушного потока от несущего винта, и, соответственно, компенсации будет подлежать только часть реактивного крутящего момента.This embodiment of the main rotor reactive moment compensation means does not seem effective in view of the fact that only part of the air flow from the main rotor passes through the stabilizers, as well as along the side surface of the tail boom, and, accordingly, only part of the reactive torque will be compensated.

Целью заявляемого технического решения является обеспечение выполнения вертолетом с механическим приводом единственного несущего винта транспортных функций при перемещениях в воздушном пространстве без затрат мощности основных двигателей на компенсацию реактивного момента, создаваемого на фюзеляже, за счет разработки эффективной системы компенсации реактивного момента несущего винта вертолета, не связанного с аэродинамикой хвостовой части вертолета и, благодаря этому, дополнительно позволяющего более полно использовать объем кабины вертолета и ее доступность со стороны задних грузовых створок.The purpose of the claimed technical solution is to ensure that a helicopter with a mechanical drive has the only rotor transport functions when moving in airspace without the main engine power being consumed to compensate for the reactive moment created on the fuselage by developing an effective system for compensating the reactive moment of the rotor of the helicopter that is not associated with aerodynamics of the tail of the helicopter and, due to this, additionally allowing more fully use the volume Bina of the helicopter and its accessibility from the rear cargo door leaves.

Поставленная цель достигается благодаря тому, что в одновинтовом вертолете, содержащем фюзеляж, силовую установку с двигателями и главным редуктором, несущий винт, установленный на валу главного редуктора, и средства компенсации реактивного момента несущего винта, в соответствии с заявляемым изобретением - агрегаты силовой установки размещены на поворотной платформе, которая установлена на потолочной панели фюзеляжа с возможностью поворота относительно своей вертикальной оси и снабжена приводом, при этом ось вращения поворотной платформы смещена относительно центра масс вертолета, а вал несущего винта расположен наклонно относительно вертикали, причем длина и угол наклона относительно вертикали вала несущего винта и смещение оси вращения поворотной платформы относительно центра масс выбраны из условия обеспечения компенсации реактивного момента несущего винта на фюзеляже, при повороте платформы на необходимый угол, в зависимости от режима полета, за счет смещения центра втулки несущего винта относительно центра масс вертолета и соответствующего изменения плеча действия силы тяжести относительно оси вала несущего винта.This goal is achieved due to the fact that in a single-rotor helicopter containing the fuselage, a power plant with engines and a main gearbox, a rotor mounted on the shaft of the main gearbox, and means for compensating the reactive moment of the rotor, in accordance with the claimed invention, the power plant units are located on a rotary platform, which is mounted on the ceiling panel of the fuselage with the possibility of rotation about its vertical axis and is equipped with a drive, while the axis of rotation of the rotary plates the shape is shifted relative to the center of mass of the helicopter, and the rotor shaft is inclined relative to the vertical, and the length and angle of inclination relative to the vertical of the rotor shaft and the offset of the axis of rotation of the rotary platform relative to the center of mass are selected from the condition of providing compensation for the rotor torque on the fuselage by the necessary angle, depending on the flight mode, due to the displacement of the center of the rotor hub relative to the center of mass of the helicopter and the corresponding change in shoulders and the action of gravity relative to the axis of the rotor shaft.

Привод поворотной платформы содержит электродвигатель и самотормозящийся редуктор, взаимодействующий через зубчатое зацепление с поворотной платформой.The rotary platform drive comprises an electric motor and a self-braking gearbox interacting via gearing with the rotary platform.

Подшипниковый узел поворота поворотной платформы содержит осевой и упорный подшипники, причем упорный подшипник содержит верхнее кольцо, установленное на поворотной платформе, а нижнее кольцо его установлено в потолочной панели.The rotary platform rotation bearing assembly comprises axial and thrust bearings, wherein the thrust bearing comprises an upper ring mounted on the turntable and its lower ring mounted in the ceiling panel.

При расположении наклонного вала несущего винта главного редуктора в продольной плоскости вертолета центр несущего винта расположен над центром масс (далее - ЦМ) вертолета. Для создания момента, используемого для компенсации реактивного момента несущего винта, поворотную платформу поворачивают относительно оси ее вращения на угол, соответствующий режиму полета. При этом положение центра несущего винта относительно ЦМ вертолета изменяется, и, в соответствии с полученным плечом действия силы тяжести, возникает момент, компенсирующий реактивный момент несущего винта на фюзеляже вертолета.When the inclined main rotor shaft of the main gearbox is located in the longitudinal plane of the helicopter, the center of the main rotor is located above the center of mass (hereinafter - CM) of the helicopter. To create the moment used to compensate for the reactive moment of the rotor, the rotary platform is rotated relative to the axis of its rotation by an angle corresponding to the flight mode. In this case, the position of the center of the rotor relative to the CM of the helicopter changes, and, in accordance with the received shoulder action of gravity, a moment arises that compensates for the reactive moment of the rotor on the fuselage of the helicopter.

Размещение агрегатов силовой установки вне пространства грузовой кабины, а также отсутствие хвостовой балки, позволяет полностью использовать объем грузовой кабины вертолета и снабдить кабину большими и удобными для погрузки задними грузовыми створками, что позволяет расширить применение вертолета.The placement of the power plant units outside the cargo compartment space, as well as the absence of a tail boom, makes it possible to fully utilize the volume of the helicopter cargo compartment and equip the cabin with large and convenient rear cargo doors for loading, which allows expanding the use of the helicopter.

Заявляемое техническое решение одновинтового вертолета поясняется чертежами, где изображены:The claimed technical solution of a single-rotor helicopter is illustrated by drawings, which show:

на фиг. 1 - вид сбоку вертолета, находящегося на стоянке;in FIG. 1 is a side view of a helicopter parked;

на фиг. 2 - вид вертолета сверху;in FIG. 2 is a top view of a helicopter;

на фиг. 3 - подшипниковый узел поворотной платформы (сечение Н-Н);in FIG. 3 - bearing assembly of the turntable (cross section NN);

на фиг. 4 - привод поворотной платформы (сечение С-С);in FIG. 4 - drive rotary platform (section CC);

на фиг. 5 - вид вертолета сверху в режиме взлета и в режиме максимальной мощности;in FIG. 5 is a top view of a helicopter in take-off mode and in maximum power mode;

на фиг. 6 - вид вертолета сверху в режиме крейсерской мощности.in FIG. 6 is a top view of a helicopter in cruise power mode.

Одновинтовой вертолет содержит фюзеляж 1 (фиг. 1), силовую установку с двигателями 2 и главным редуктором 3. На выходном валу 4 главного редуктора 3 установлен несущий винт 5 с лопастями 6.A single-rotor helicopter contains a fuselage 1 (Fig. 1), a power unit with engines 2 and a main gearbox 3. A rotor 5 with blades 6 is installed on the output shaft 4 of the main gearbox 3.

С целью регулирования величины парирующего момента потолочная панель 7 фюзеляжа 1 вертолета снабжена поворотной платформой 8, где размещены агрегаты силовой установки.In order to regulate the magnitude of the momentum, the ceiling panel 7 of the fuselage 1 of the helicopter is equipped with a rotary platform 8, where the units of the power plant are located.

Вертикальная ось вращения (Б) (фиг. 1 и 2) поворотной платформы 8 смещена относительно ЦМ вертолета. Несущий винт 5 установлен на валу 4 главного редуктора 3 через шарнирную втулку 9. Вал 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 расположен наклонно, под углом α, относительно вертикали, причем при положении вала 4 в продольной плоскости вертолета центр втулки (В) находится над ЦМ (фиг. 2). Длина и угол наклона α относительно вертикали вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3, а также смещение оси вращения (Б) поворотной платформы 8 относительно ЦМ выбраны из условия обеспечения компенсации реактивного момента несущего винта 5 при повороте поворотной платформы 8 в заданном диапазоне углов поворота.The vertical axis of rotation (B) (Fig. 1 and 2) of the turntable 8 is offset relative to the CM of the helicopter. The rotor 5 is mounted on the shaft 4 of the main gearbox 3 through the hinge sleeve 9. The shaft 4 of the rotor 5 of the main gearbox 3 is located obliquely, at an angle α, relative to the vertical, and with the shaft 4 in the longitudinal plane of the helicopter, the center of the sleeve (B) is above the CM (Fig. 2). The length and angle of inclination α relative to the vertical of the shaft 4 of the rotor 5 of the main gearbox 3, as well as the offset of the axis of rotation (B) of the rotary platform 8 relative to the CM are selected from the condition of providing compensation for the reactive moment of the rotor 5 when the rotary platform 8 is rotated in a given range of rotation angles.

Поворотная платформа 8 через зубчатое зацепление 10 соединена с редуктором привода 11 поворотной платформы 8 (фиг. 2).The rotary platform 8 through gearing 10 is connected to the gear drive 11 of the rotary platform 8 (Fig. 2).

Подшипниковый узел поворотной платформы 8, изображенный на фиг. 3, содержит осевой 12 и упорный 13 подшипники. Внутреннее кольцо 14 осевого подшипника 12 установлено с натягом на неподвижный относительно поворотной платформы 8 опорный вал 15 и закреплено на нем. Наружное кольцо 16 осевого подшипника 12 закреплено на потолочной панели 7 фюзеляжа 1. Упорный подшипник 13 может быть выполнен в виде, например, шарикового подшипника, при этом его верхнее кольцо 17 закреплено в поворотной платформе 8, а нижнее 18 - на потолочной панели 7 фюзеляжа 1. Осевой подшипник 12 воспринимает вес вертолета, а упорный подшипник 13 - силы от изгибающего момента, возникающего на поворотной платформе 8 при крене и тангаже вертолета в полете.The bearing assembly of the turntable 8 shown in FIG. 3, contains axial 12 and thrust 13 bearings. The inner ring 14 of the axial bearing 12 is installed with an interference fit on the support shaft 15, which is stationary relative to the rotary platform 8, and is fixed on it. The outer ring 16 of the axial bearing 12 is mounted on the ceiling panel 7 of the fuselage 1. The thrust bearing 13 can be made in the form of, for example, a ball bearing, while its upper ring 17 is fixed in the rotary platform 8, and the lower 18 on the ceiling panel 7 of the fuselage 1 The axial bearing 12 receives the weight of the helicopter, and the thrust bearing 13 - the force from the bending moment that occurs on the turntable 8 during roll and pitch of the helicopter in flight.

На фиг. 4 изображен привод 11 поворотной платформы 8, который содержит электродвигатель 19 и самотормозящийся редуктор 20, например червячно-цилиндрический. Он включает в себя червячное колесо 21 и червячную шестерню 22. Ведущая шестерня 23 привода 11 взаимодействует с зубчатым венцом зубчатого зацепления 10 поворотной платформы 8. Электродвигатель 19 питается от генераторов на главном редукторе 3.In FIG. 4 shows the drive 11 of the turntable 8, which comprises an electric motor 19 and a self-braking gearbox 20, for example a worm-cylindrical one. It includes a worm gear 21 and a worm gear 22. The drive gear 23 of the actuator 11 interacts with the gear ring of the gear 10 of the turntable 8. The electric motor 19 is powered by generators on the main gearbox 3.

Заявляемый одновинтовой вертолет работает следующим образом.The inventive single-rotor helicopter operates as follows.

При нахождении вертолета на стоянке (фиг. 1) продольная ось поворотной платформы 8 расположена вдоль продольной оси фюзеляжа.When the helicopter is stationary (Fig. 1), the longitudinal axis of the turntable 8 is located along the longitudinal axis of the fuselage.

В режиме взлета (фиг. 5) пилот устанавливает необходимый режим работы двигателей 2. Поворотная платформа 8 с помощью привода 11 с самотормозящимся редуктором 20 разворачивается на максимально-необходимый угол β₁ относительно продольной оси фюзеляжа 1. Угол β₁ поворота поворотной платформы 8 устанавливается тем больше, чем больше загрузка вертолета, больше требуемая мощность двигателей и чем больше, соответственно, крутящий момент на оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 и чем больше реактивный момент на фюзеляже 1. Вал электродвигателя 19 может вращаться как по часовой стрелке, так и против, обеспечивая установку необходимого угла β₁ поворота поворотной платформы 8. Самотормозящийся редуктор 20 обеспечивает фиксацию поворотной платформы 8 в необходимом положении угла поворота.In take-off mode (Fig. 5), the pilot sets the required operating mode for engines 2. The rotary platform 8 is rotated by the drive 11 with a self-braking gear 20 to the maximum necessary angle β ₁ relative to the longitudinal axis of the fuselage 1. The rotation angle β _{1 of the} rotation of the turntable 8 is set so the greater the greater the loading of the helicopter, the greater the required engine power and the greater, respectively, the torque on the axis of the shaft 4 of the rotor 5 of the main gearbox 3 and the greater the reaction torque on the fuselage 1. The shaft is an electric motor A 19 may rotate both clockwise and counterclockwise, providing the required installation angle β ₁ of rotation of the turntable 8. The self-locking gear 20 locks the rotary platform 8 in the desired position of rotation angle.

При максимальной загрузке вертолета полезным грузом и максимальной заправке топливом двигатели 2 работают на максимальном режиме, на валу 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 достигается максимальный крутящий момент. При этом на фюзеляж 1 действует максимальный реактивный момент, формируется максимальная величина плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 и достигается максимальный компенсирующий момент на фюзеляже 1 вертолета.At maximum helicopter loading with payload and maximum fueling, engines 2 operate at maximum speed, maximum torque is achieved on shaft 4 of the rotor 5 of main gearbox 3. In this case, the maximum reactive moment acts on the fuselage 1, the maximum value of the shoulder action of the helicopter’s gravity relative to the axis of the rotor shaft 4 of the main rotor 3 of the main gearbox 3 is formed, and the maximum compensating moment on the fuselage 1 of the helicopter is reached.

При нахождении вертолета в режиме крейсерской мощности (фиг. 6) с помощью привода 11 поворотной платформы 8 уменьшают угол (β₂) разворота поворотной платформы 8 относительно продольной оси фюзеляжа 1. В этом режиме появляется набегающий поток воздуха и увеличивается подъемная сила, благодаря чему потребная мощность двигателей 2 уменьшается. При этом на оси вала 4 несущего винта 5 от главного редуктора 3 крутящий момент уменьшается до достижения определенного значения скорости, а затем увеличивается, так как увеличивается воздушное сопротивление. В режиме крейсерской мощности на фюзеляже 1 также изменяется (уменьшается) реактивный и компенсирующий моменты, а также изменяется (уменьшается) величина плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3.When the helicopter is in cruising power mode (Fig. 6) using the drive 11 of the turntable 8, the angle (β ₂ ) of the rotation of the turntable 8 relative to the longitudinal axis of the fuselage 1 is reduced. In this mode, an incoming air flow appears and the lifting force increases, due to which engine power 2 is reduced. In this case, on the axis of the shaft 4 of the rotor 5 from the main gearbox 3, the torque decreases until a certain speed is reached, and then increases, since the air resistance increases. In the cruise power mode on the fuselage 1, the reactive and compensating moments also change (decrease), and the shoulder magnitude of the helicopter’s gravity relative to the axis of the shaft 4 of the rotor 5 of the main gearbox 3 also changes (decreases).

При нахождении вертолета в режиме авторотации уменьшают угол (β₂) разворота поворотной платформы 8 относительно оси (Б) фюзеляжа 1 до минимальной величины. В этом режиме двигатели 2 не работают, крутящий момент на оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 отсутствует, реактивный момент на фюзеляже 1 отсутствует. Необходимость компенсации реактивного момента отсутствует. Необходимость формирования плеча действия силы тяжести вертолета относительно оси вала 4 несущего винта 5 главного редуктора 3 отсутствует.When the helicopter is in autorotation, the angle (β ₂ ) of the rotation of the turntable 8 relative to the axis (B) of the fuselage 1 is reduced to a minimum value. In this mode, the engines 2 do not work, there is no torque on the axis of the shaft 4 of the main rotor 5 of the main gearbox 3, and there is no reactive moment on the fuselage 1. The need for reactive moment compensation is absent. The need for the formation of the shoulder action of gravity of the helicopter relative to the axis of the shaft 4 of the rotor 5 of the main gearbox 3 is absent.

В режиме авторотации за счет работающего электродвигателя 19 через самотормозящийся редуктор 20 управляют угловым положением платформы 8, уменьшая угол ее поворота (β₂) до минимальной величины.In the autorotation mode, due to the working electric motor 19, the angular position of the platform 8 is controlled through a self-braking gearbox 20, reducing its rotation angle (β ₂ ) to a minimum value.

Claims

1. A single-rotor helicopter containing a fuselage, a power unit with engines and a main gearbox, a rotor mounted on the shaft of the main gearbox, and means for reactive torque compensation of the main rotor, characterized in that the power plant assemblies are mounted on a rotary platform mounted on the ceiling panel the fuselage can rotate about its vertical axis and is equipped with a drive, while the axis of rotation of the turntable is offset from the center of mass of the helicopter, and the rotor shaft p it is inclined relative to the vertical, the length and angle of inclination relative to the vertical of the rotor shaft and the offset of the axis of rotation of the turntable relative to the center of mass are selected from the condition of providing compensation for the reactive moment of the rotor on the fuselage, when the platform is rotated by the required angle, depending on the flight mode, due to the displacement of the center of the rotor hub relative to the center of mass of the helicopter and the corresponding change in the shoulder action of gravity relative to the axis of the rotor shaft.

2. A single-rotor helicopter according to claim 1, characterized in that the rotary platform drive comprises an electric motor and a self-braking gearbox interacting via gearing with the rotary platform.

3. A single-rotor helicopter according to claim 1, characterized in that the rotary platform rotation bearing assembly comprises axial and thrust bearings, the thrust bearing comprising an upper ring mounted on the rotary platform and its lower ring mounted in the ceiling panel.