RU2589528C1 - Helicopter - Google Patents
Helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2589528C1 RU2589528C1 RU2015122503/11A RU2015122503A RU2589528C1 RU 2589528 C1 RU2589528 C1 RU 2589528C1 RU 2015122503/11 A RU2015122503/11 A RU 2015122503/11A RU 2015122503 A RU2015122503 A RU 2015122503A RU 2589528 C1 RU2589528 C1 RU 2589528C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- screws
- housing
- movement
- possibility
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Заявляемый вертолет относится к авиационной технике, а именно к вертолетам.The inventive helicopter relates to aircraft, and in particular to helicopters.
Наиболее близким по технической сущности является вертолет с контролируемым перемещением центра тяжести, который содержит корпус, несущий воздушный винт, выполненный с возможностью его продольного перемещения и поперечного наклона относительно корпуса вместе с двигателем и редуктором для его привода. Продольное перемещение винта используется для управления вертолетом по тангажу путем смещения вектора тяги относительно центра масс вертолета, а наклон - для управления креном путем наклона вектора тяги. Использование продольного перемещения винта позволяет расширить возможность балансировки вертолета и смягчить требования к распределению веса полезного груза внутри корпуса. Для управления по курсу предложено использовать дифференциальное изменение коллективного шага системы из двух соосных или перекрещивающихся противоположно вращающихся несущих винтов с помощью устройств, аналогичных автомату перекоса, в котором исключена функция управления циклическим шагом. (См. патент US №6182923, МПК В64С 27/04, В64С 27/32, В64С 27/52, B64D 35/04).The closest in technical essence is a helicopter with a controlled movement of the center of gravity, which contains a housing carrying a propeller, made with the possibility of its longitudinal movement and lateral inclination relative to the housing together with the engine and gearbox for its drive. The longitudinal movement of the propeller is used to control the helicopter in pitch by shifting the thrust vector relative to the center of mass of the helicopter, and the tilt - to control the roll by tilting the thrust vector. Using the longitudinal movement of the propeller allows you to expand the ability to balance the helicopter and soften the requirements for the distribution of payload weight inside the hull. To control the course, it is proposed to use a differential change in the collective step of the system of two coaxial or intersecting oppositely rotating rotors using devices similar to a swash plate, in which the cyclic step control function is excluded. (See US patent No. 6182923, IPC B64C 27/04, B64C 27/32, B64C 27/52, B64D 35/04).
Недостатком данной конструкции является сложность механической конструкции привода соосных винтов и устройства управления коллективным шагом винтов, быстрый износ деталей, что приводит к высоким эксплуатационным расходам и резко снижают надежность конструкции. Также механизмы управления шагом винтов увеличивают трение в системе передачиThe disadvantage of this design is the complexity of the mechanical design of the drive of the coaxial screws and the collective screw pitch control device, the rapid wear of parts, which leads to high operating costs and drastically reduce the reliability of the design. Screw pitch control mechanisms also increase friction in the transmission system.
Задачей предлагаемого изобретения является создание надежного легкого вертолета с обеспечением возможности уменьшения трения в системе передачи вращающего момента на винты при максимальном снижении эксплуатационных расходов.The objective of the invention is the creation of a reliable light helicopter with the possibility of reducing friction in the system of transmitting torque to the screws while minimizing operating costs.
Для предлагаемого вертолета используют стандартные системы линейного перемещения, широко применяемые в промышленности. Это системы, в которых используют шарико-винтовую пару или зубчатую рейку с шестерней в комбинации с электрическим сервоприводом. Систему линейного перемещения монтируют на корпусе вертолета и закрепляют на перемещаемой платформе двигатель с редуктором и несущим винтом.For the proposed helicopter using standard linear displacement systems, widely used in industry. These are systems that use a ball screw pair or a gear rack with gear in combination with an electric servo drive. The linear displacement system is mounted on the helicopter body and the engine with the gearbox and rotor is fixed on the movable platform.
Поставленная задача решается за счет того, что вертолет содержит: корпус, несущие воздушные винты в передней и задней частях корпуса. Первый винт выполнен с обеспечением возможности продольного перемещения и поперечного наклона его оси относительно корпуса, а второй винт выполнен с обеспечение возможности поперечного наклона его оси относительно корпуса. Перемещение и наклон винтов происходит вместе с двигателями и редукторами. Винты имеют фиксированный шаг. Винты могут быть выполнены сдвоенными, соосными, противоположно вращающимися.The problem is solved due to the fact that the helicopter contains: a casing, bearing propellers in the front and rear parts of the casing. The first screw is made with the possibility of longitudinal movement and transverse tilt of its axis relative to the housing, and the second screw is made with the possibility of lateral tilt of its axis relative to the housing. The movement and tilt of the screws takes place together with motors and gearboxes. The screws have a fixed pitch. The screws can be made dual, coaxial, oppositely rotating.
Вертолет содержит: корпус, несущие воздушные винты в передней и задней частияхкорпуса. Первый винт выполнен с обеспечением возможности продольного перемещения и поперечного наклона его оси относительно корпуса, а второй винт выполнен с обеспечением возможности поперечного перемещения. Перемещение и наклон винтов происходит вместе с двигателями и редукторами. Винты имеют фиксированный шаг. Винты могут быть выполнены сдвоенными, соосными, противоположно вращающимися.The helicopter contains: a body, carrying propellers in the front and rear parts of the hull. The first screw is made with the possibility of longitudinal movement and lateral inclination of its axis relative to the housing, and the second screw is made with the possibility of lateral movement. The movement and tilt of the screws takes place together with motors and gearboxes. The screws have a fixed pitch. The screws can be made dual, coaxial, oppositely rotating.
Сущность изобретения поясняется чертежами, гдеThe invention is illustrated by drawings, where
На фиг. 1 - вид вертолета сбоку.In FIG. 1 is a side view of a helicopter.
На фиг. 2 - вид вертолета спереди со вторым несущим винтом, выполненным с возможностью поперечного перемещения.In FIG. 2 is a front view of a helicopter with a second rotor configured for lateral movement.
На фиг. 3 - вид вертолета сбоку со схемой действия сил, изменяющих тангаж при продольном перемещении несущего винта.In FIG. 3 is a side view of a helicopter with a diagram of the action of forces that change the pitch during the longitudinal movement of the rotor.
На фиг. 4 - вид вертолета спереди со схемой действия сил, изменяющих крен и курс при поперечном наклоне несущего винта.In FIG. 4 is a front view of a helicopter with a diagram of the action of forces that change the roll and course with the transverse inclination of the rotor.
На фиг. 5 - вид спереди механизма продольного перемещения и поперечного наклона несущего винта.In FIG. 5 is a front view of the mechanism of longitudinal movement and transverse inclination of the rotor.
На фиг. 6 - вид сбоку механизма продольного перемещения и поперечного наклона несущего винта.In FIG. 6 is a side view of the mechanism of longitudinal movement and transverse inclination of the rotor.
На фиг. 7 - вид вертолета со сдвоенными, соосными противоположно вращающимися винтами спереди.In FIG. 7 is a front view of a helicopter with twin, coaxially opposed rotating screws.
Вертолет 1 содержит: корпус 2, несущие воздушные винты 3 в передней и задней частях корпуса. Первый винт 4 выполнен с обеспечением возможности продольного перемещения и поперечного наклона его оси относительно корпуса 2. А второй винт 5 выполнен с обеспечением возможности поперечного наклона его оси относительно корпуса 2. Перемещение и наклон винтов 3 происходит вместе с двигателями и редукторами. Винты 3 имеют фиксированный шаг. Винты 3 могут быть выполнены сдвоенными, соосными, противоположно вращающимися 4.1 и 5.1 соответственно. (см. фиг. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7)The
Вертолет 1 содержит: корпус 2, несущие воздушные винты 3 в передней и задней части корпуса. Первый винт 4 выполнен с обеспечением возможности продольного перемещения и поперечного наклона его оси относительно корпуса 2. А второй винт 5 выполнен с обеспечением возможности поперечного перемещения его оси относительно корпуса 2. Перемещение и наклон винтов 3 происходит вместе с двигателями и редукторами. Винты 3 имеют фиксированный шаг. Винты 3 могут быть выполнены сдвоенными, соосными, противоположно вращающимися 4.1 и 5.1 соответственно. (см. фиг. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7)The
Реализация линейного перемещения несущих винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 показана на фиг. 5, 6. Несущий алюминиевый профиль 6 закрепляют на корпусе 2 с помощью опор 7. Подвижная платформа 8 перемещается по профилю 6 с помощью роликов 9, опирающихся на стальные направляющие 10, закрепленные в профиле 6. На профиле 6 монтируют также зубчатую рейку 11, с ней в сцеплении устанавливают зубчатое колесо 12, закрепленное на платформе 8 и приводимое во вращение электрическим сервоприводом 13. При вращении колеса 12 платформа 8 линейно перемещается вдоль профиля 6. Наклон винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 осуществляют с помощью электрического сервопривода 13, поворачивая профиль 6 на осях 14, закрепленных на подшипниках в опорах 7. (см. фиг. 5, 6)The implementation of the linear movement of the
Вертолет работает следующим образом.The helicopter operates as follows.
Взлет и набор высоты осуществляется путем увеличения мощности двигателей, приложенной к несущим винтам 3, 4, 5, 4.1 и 5.1. Это приводит к увеличению скорости вращения и тяги винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1, которая становится больше веса вертолета 1, что вызывает его подъем. Соответственно, снижение производится путем уменьшения мощности двигателей. Движение вперед или назад осуществляется путем смещения несущего переднего винта 4 (или обоих винтов) назад или вперед относительно корпуса 2, соответственно. На фиг. 3 показан пример действия сил при смещении несущего винта 4 назад. Такое смещение вызывает смещение линии силы тяги 15 относительно центра масс вертолета 16. В результате возникает плечо 17 пары силы тяги 15 и силы тяжести 18 и соответствующий момент сил, который вызывает наклон корпуса 2 вперед, что в свою очередь приводит к появлению горизонтальной составляющей силы тяги винтов. Движение влево и вправо осуществляется с помощью наклона обоих несущих винтов в соответствующую сторону. При этом важно, что центр 19, относительно которого осуществляется наклон, находится выше центра масс вертолета 16, так что сила тяги 15 винтов создает вращающий момент, стремящийся повернуть корпус 2 в направлении наклона винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1. На фиг. 4 показан пример действия сил при поперечном наклоне винта. Такой наклон вызывает поворот линии действия силы тяги 15 вокруг центра 19. В результате возникает плечо 17 пары силы тяги 15 и силы тяжести 18 и соответствующий момент сил, который вызывает поперечный наклон корпуса 2. Одновременно возникает горизонтальная поперечная компонента силы тяги 15, которая вызывает поперечное движение корпуса 2 при наклоне винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 в одну сторону или вращение корпуса 2 вокруг вертикальной оси (изменение курса) при наклоне переднего и заднего винтов в противоположные стороны. В варианте с поперечно смещаемым задним несущим винтом 5 (фиг. 2) его смещение в левую или правую сторону вдоль направляющей вызывает смещение линии действия силы тяги 15 относительно центра масс вертолета 16. Это приводит к появлению вращающего момента сил и наклону корпуса 2 в противоположную сторону, аналогично действию сил, показанному на фиг. 3. Поворот вокруг вертикальной оси в этом варианте выполняется путем поперечного наклона переднего несущего винта 4. Управление высотой полета осуществляется с помощью изменения мощности двигателей также без использования механизмов изменения шага. Перемещение и наклон винтов 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 осуществляют вместе с двигателями и редукторами, приводящими винт во вращение (на фиг. не показано). Для спасения вертолета 1 при отказе двигателя используют баллистическую парашютную систему, которая обеспечивает вытягивание и раскрытие парашюта с помощью твердотопливной ракеты (на фиг. не показано). Такую парашютную систему размещают на корпусе 2 в центре между передним 4 и задним 5 винтами. Прямое соединение несущего винта 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 с редуктором и двигателем обеспечивает быструю остановку винта 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 за счет компрессии воздуха в заглушенном двигателе, что позволяет быстро привести парашют в действие. Дополнительно ускоряют остановку винта 3, 4, 5, 4.1 и 5.1 с помощью тормоза.Takeoff and climb is carried out by increasing the engine power applied to the
Для реализации изобретения была построена модель вертолета, в которой использованы два несущих винта с фиксированным шагом. Один из винтов выполнен с возможностью продольного линейного перемещения и поперечного наклона, а второй - с возможностью поперечного наклона. В качестве управляющих приводов использованы стандартные рулевые сервомашинки. Преобразование вращательного движения рулевой машинки в возвратно-поступательное движение мотора с закрепленным на его оси воздушным винтом осуществлено с помощью кулисного механизма. Модель прошла успешные летные испытания. В ходе испытаний продемонстрирована управляемость вертолета по всем трем осям управления.To implement the invention, a helicopter model was built in which two rotors with a fixed pitch were used. One of the screws is made with the possibility of longitudinal linear movement and transverse inclination, and the second with the possibility of transverse inclination. As control drives used standard steering servos. The rotation of the steering gear into the reciprocating motion of the motor with the propeller fixed on its axis is carried out using the rocker mechanism. The model has passed successful flight tests. The tests demonstrated the controllability of the helicopter in all three control axes.
Достигнутые предлагаемым изобретением результаты в наибольшей степени целесообразны для вертолетов малого размера, расширяя возможности их использования. А использование в качестве несущих винтов сдвоенных противоположно вращающихся соосных винтов позволяет увеличить грузоподъемность вертолета, не увеличивая диаметр несущих винтов и мощность двигателей.The results achieved by the invention are most suitable for small helicopters, expanding the possibilities of their use. And the use of dual oppositely rotating coaxial rotors as rotors allows you to increase the helicopter's payload without increasing the rotor diameter and engine power.
Конструкция предлагаемого вертолета проста, экономична и пригодна для массового использования. В вертолете используют простые и доступные детали, что упрощает сборку, эксплуатацию и обслуживание, а в результате приводит к уменьшению эксплуатационных расходов.The design of the proposed helicopter is simple, economical and suitable for mass use. The helicopter uses simple and affordable parts, which simplifies assembly, operation and maintenance, and as a result reduces operating costs.
Отказ от механизма управления шагом несущих винтов в предлагаемом вертолете позволяет решить задачу уменьшения трения в системе передачи вращающего момента на винты. Использование двух пространственно разнесенных несущих винтов, выполненных с возможностью продольного и поперечного перемещения и поперечного наклона в противоположные стороны, позволяет отказаться от использования механизмов управления шагом винтов, так как предлагаемая конструкция позволяет создать управляющие моменты сил по трем осям за счет изменения положения вектора тяги относительно центра масс вертолета.The rejection of the pitch control mechanism of the rotors in the proposed helicopter allows us to solve the problem of reducing friction in the system of transmitting torque to the rotors. The use of two spatially spaced rotors made with the possibility of longitudinal and transverse movement and transverse inclination in opposite directions, eliminates the use of mechanisms for controlling the pitch of the screws, since the proposed design allows you to create control moments of forces along three axes by changing the position of the thrust vector relative to the center helicopter masses.
Таким образом, поставленная задача выполнена.Thus, the task is completed.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015122503/11A RU2589528C1 (en) | 2015-06-11 | 2015-06-11 | Helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015122503/11A RU2589528C1 (en) | 2015-06-11 | 2015-06-11 | Helicopter |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2589528C1 true RU2589528C1 (en) | 2016-07-10 |
Family
ID=56371221
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015122503/11A RU2589528C1 (en) | 2015-06-11 | 2015-06-11 | Helicopter |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2589528C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2560181A (en) * | 2017-03-02 | 2018-09-05 | Michael Tapper Paul | Swivelling tandem rotorcraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2163728A (en) * | 1935-07-31 | 1939-06-27 | Kay Gyroplanes Ltd | Aircraft |
US3905565A (en) * | 1973-09-27 | 1975-09-16 | Herman Gopp Kolwey | Tilt axis dual rotor helicopter and control system |
US6182923B1 (en) * | 1998-01-22 | 2001-02-06 | Franz Weinhart | Helicopter with control by displacement of its center gravity |
RU2500577C1 (en) * | 2012-08-29 | 2013-12-10 | Яков Кузьмич Борзенко | Multirotor helicopter |
-
2015
- 2015-06-11 RU RU2015122503/11A patent/RU2589528C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2163728A (en) * | 1935-07-31 | 1939-06-27 | Kay Gyroplanes Ltd | Aircraft |
US3905565A (en) * | 1973-09-27 | 1975-09-16 | Herman Gopp Kolwey | Tilt axis dual rotor helicopter and control system |
US6182923B1 (en) * | 1998-01-22 | 2001-02-06 | Franz Weinhart | Helicopter with control by displacement of its center gravity |
RU2500577C1 (en) * | 2012-08-29 | 2013-12-10 | Яков Кузьмич Борзенко | Multirotor helicopter |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2560181A (en) * | 2017-03-02 | 2018-09-05 | Michael Tapper Paul | Swivelling tandem rotorcraft |
GB2560181B (en) * | 2017-03-02 | 2019-11-13 | Michael Tapper Paul | Swiveling tandem rotorcraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3360217A (en) | Duct rotation system for vtol aircraft | |
US11148800B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
US3426982A (en) | Vertiplane vtol aircraft | |
RU2458822C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
EP2907747A1 (en) | Cyclic pitch actuation system for counter-rotating propellers | |
US10053207B2 (en) | De-rotation system for a shaft fairing | |
RU2700323C2 (en) | Aeromechanical method of controlling configuration and flight mode of converted aircraft (convertoplane) | |
EP3406518B1 (en) | Linear sensor feel module for aircraft controls | |
US1960141A (en) | Helicopter | |
RU2589528C1 (en) | Helicopter | |
RU2536421C2 (en) | Power plant with variable thrust vector | |
US3450208A (en) | Dual drive mechanism | |
EP3737609A1 (en) | Transmission system for aircraft structure | |
US2435080A (en) | Helicopter rotor control | |
US2448073A (en) | Mechanism for controlling helicopters with coaxial rotors | |
US2669308A (en) | Control system for coaxial helicopter blades | |
CN111252234A (en) | Oblique double-acting wing | |
RU2488524C2 (en) | Converter plane | |
CN106564612A (en) | Taking off structure for carrier-borne aircraft | |
RU2520821C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
US3381918A (en) | Variable-geometry aircraft | |
US20180086443A1 (en) | Variable ratio gearbox for a rotary wing aircraft tail rotor | |
RU185205U1 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
CN205269036U (en) | Active analog simulation equipment of 360 degrees all -round high speeds of biax | |
KR102381052B1 (en) | VTOL Drone |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180612 |