RU2607687C1 - Nozzle of gas-jet helicopter control system - Google Patents

Nozzle of gas-jet helicopter control system Download PDF

Info

Publication number
RU2607687C1
RU2607687C1 RU2015145844A RU2015145844A RU2607687C1 RU 2607687 C1 RU2607687 C1 RU 2607687C1 RU 2015145844 A RU2015145844 A RU 2015145844A RU 2015145844 A RU2015145844 A RU 2015145844A RU 2607687 C1 RU2607687 C1 RU 2607687C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
levers
rotation
jet
central
Prior art date
Application number
RU2015145844A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Павлович Горбань
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2015145844A priority Critical patent/RU2607687C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2607687C1 publication Critical patent/RU2607687C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00Aircraft control not otherwise provided for
    • B64C19/02Conjoint controls

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and can be used for helicopters with jet control system. Control mechanism of flaps of tricuspid nozzle with controlled thrust vector consists of toothed sector of middle flap position control, side flaps control levers, central rocker, engaged by rods with levers of side flaps. Central rocker is engaged with toothed sector of middle flap, wherein gear ratio from middle flap to central rocker is 0.70–0.78. Arms of central rocker have length of 0.3–0.4 width of nozzle inlet section and opening angle of arms 140–150°. Levers of side flaps have arms of length of 0.3–0.35 and 0.4–0.45 of nozzle inlet cross-section width and angle of inclination 50°–55° and 55°–60° respectively, and thrusts of levers of side flaps are 0.5–0.55 and 0.4–0.45 of nozzle inlet cross-section width.
EFFECT: reduced pressure losses in nozzle and improved its efficiency, providing required for each flight mode ratio of side and propulsion forces.
1 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к газоструйной системе путевого управления и компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета.The invention relates to the field of aviation, in particular to a gas-jet track control system and compensation of the reactive moment of the rotor of a single-rotor helicopter.

Подавляющее большинство современных вертолетов выполнено по одновинтовой схеме. Характерной особенностью этой схемы является необходимость компенсации реактивного момента несущего винта. Наиболее широкое распространение получила в настоящее время схема одновинтового вертолета с рулевым винтом. Однако рулевой винт, при всех своих достоинствах, обладает рядом существенных недостатков. Наличие этих недостатков приводит к постоянным (с самого начального периода развития вертолетов по нынешнее время) попыткам найти эффективную замену рулевому винту. Одним из возможных вариантов такой замены может служить применение на вертолете газоструйной системы управления. Такая система может обеспечить, помимо основной функции - компенсации реактивного момента и путевого управления - ряд дополнительных свойств. В частности, возможно существенное снижение уровня шума, повышение характеристик маневренности, радикальное снижение уровня тепловой заметности, повышение максимальной скорости полета и т.д.The vast majority of modern helicopters are single-rotor. A characteristic feature of this circuit is the need to compensate for the reactive moment of the rotor. The most widely used scheme is a single-rotor helicopter with a tail rotor. However, the tail rotor, with all its advantages, has a number of significant drawbacks. The presence of these shortcomings leads to constant (from the very initial period of development of helicopters to the present time) attempts to find an effective replacement for the tail rotor. One of the possible options for such a replacement may be the use of a gas-jet control system in a helicopter. Such a system can provide, in addition to the main function - reactive torque compensation and track control - a number of additional properties. In particular, it is possible to significantly reduce the noise level, increase the maneuverability characteristics, radically decrease the level of thermal visibility, increase the maximum flight speed, etc.

Одним из основных элементов газоструйной системы управления вертолета является реактивное сопло с управляемым вектором тяги. Такое сопло создает существенную часть боковой силы, компенсирующей реактивный момент несущего винта, а также управляющую боковую силу и дополнительную пропульсивную силу на режимах горизонтального полета. К такому соплу предъявляются требования, существенно отличающиеся от требований к самолетным соплам с поворотным вектором тяги. Прежде всего, это существенно увеличенный диапазон углов поворота струи от 90° на режиме висения до ~ -40° на режиме авторотации. При этом необходимо обеспечить минимально возможные потери тяги, по крайней мере, на двух основных режимах - висение (угол поворота струи около 90°) и полет с максимальной скоростью (угол около 10°÷20°).One of the main elements of a gas-jet helicopter control system is a jet nozzle with a controlled thrust vector. Such a nozzle creates an essential part of the lateral force that compensates for the reactive moment of the rotor, as well as the controlling lateral force and additional propulsive force in horizontal flight modes. Requirements for such a nozzle are substantially different from those for aircraft nozzles with a rotary thrust vector. First of all, this is a significantly increased range of jet rotation angles from 90 ° in the hover mode to ~ -40 ° in the autorotation mode. In this case, it is necessary to ensure the minimum possible loss of thrust, at least in two main modes - hovering (angle of rotation of the jet about 90 °) and flight at maximum speed (angle about 10 ° ÷ 20 °).

Известно большое количество применяемых на самолетах конструкций сопел с поворотом вектора тяги, например сопло с отклоняемым вектором тяги (патент № RU 2168047 от 27.05.2001, МПК F02K 1/12, F02K 9/84), содержащее сходящиеся створки, расходящиеся створки, тяги расходящихся створок и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы. Каждый параллелограммный механизм между ведомым рычагом и тягами створок содержит второе звено в виде второго ведомого рычага, установленного опорой вращения на рычаге-качалке, шарнирно закрепленном на сводящейся створке, и тяг второго звена, причем последние закреплены на рычаге сферическими шарнирами. Основными недостатками такого варианта сопла являются относительно небольшой диапазон углов поворота вектора тяги, недостаточный для газоструйной системы вертолета, а также сложная конструкция механизмов управления элементами сопла.There are a large number of nozzle designs used on airplanes with rotation of the thrust vector, for example, a nozzle with a deflected thrust vector (patent No. RU 2168047 dated 05/27/2001, IPC F02K 1/12, F02K 9/84) containing converging flaps, divergent flaps, diverging thrusts cusps and control ring with suspension in the form of multi-link loops folding in radial planes, kinematically connected with rods of diverging cusps through parallelogram mechanisms. Each parallelogram mechanism between the driven lever and the leaf rods contains a second link in the form of a second driven lever mounted by a rotation support on the rocking arm pivotally mounted on the folding leaf, and the rods of the second link, the latter being fixed to the lever by spherical hinges. The main disadvantages of this variant of the nozzle are the relatively small range of angles of rotation of the thrust vector, insufficient for the gas-jet system of the helicopter, as well as the complex design of the mechanisms for controlling the elements of the nozzle.

Известно применение для компенсации реактивного момента несущего винта и для путевого управления реактивного сопла, расположенного на хвостовой балке вертолета (Hanvey S.A. NOTAR - no tail rotor (circulation control tail boom) SETP Techn. Rev., 1982, p. 308-332). Такая система, в сочетании с суперциркуляционным обтеканием хвостовой балки, используется, в частности, на вертолете MD-900 и ряде других вертолетов фирмы McDonnell Douglas. Система NOTAR обеспечивает ряд преимуществ по сравнению с рулевым винтом в части безопасности полета и наземной эксплуатации, снижение шума, улучшение управляемости и пр. К недостаткам такой системы можно отнести увеличение мощности, потребляемой рулевым устройством и значительное повышение вредного сопротивления корпуса вертолета при больших скоростях полета.Known application for compensation of the reactive moment of the rotor and for directional control of the jet nozzle located on the tail boom of a helicopter (Hanvey S.A. NOTAR - no tail rotor (circulation control tail boom) SETP Techn. Rev., 1982, p. 308-332). Such a system, in combination with supercirculation flow around the tail boom, is used, in particular, on the MD-900 helicopter and a number of other McDonnell Douglas helicopters. NOTAR system provides a number of advantages compared to the tail rotor in terms of flight safety and ground operation, noise reduction, improved handling, etc. The disadvantages of such a system include an increase in power consumed by the steering device and a significant increase in the harmful resistance of the helicopter body at high flight speeds.

Частично эти недостатки устраняются в схеме сопла с управляемым вектором тяги (патент № EP 2619087 (A1) - 2013-07-31 Propulsive Anti-Torque Nozzle System With External Rotating Sleeve For A Rotorcraft, МПК B64C 27/82 (2006.01)), которое содержит входной канал, 2 комплекта пластин, формирующих боковые сопла, размещенные на поворотных участках хвостовой балки, а также две поворотные створки, образующие, при их открытии, хвостовое сопло, создающее пропульсивную силу с возможностью ее поворота на небольшой угол, и механизм управления створками. В этом сопле воздух, отбираемый из внешнего потока и нагнетаемый вентилятором, смешивается с выхлопными газами двигателя и, в зависимости от режима полета, распределяется между поворотными боковыми соплами и створками хвостового сопла. Таким образом, создается боковая сила, необходимая для управления по курсу и для компенсации реактивного момента несущего винта, и (или) пропульсивная сила, обеспечивающая снижение сопротивления корпуса вертолета. К недостаткам такой схемы можно отнести сложную конструкцию рулевого устройства с большим количеством подвижных элементов и системы управления этими элементами. При необходимости создания как боковой, так и пропульсивной компоненты силы тяги сопла, разделение нагнетаемого потока на две части, выдуваемые вбок и назад, энергетически хуже, чем поворот единого потока на соответствующий угол. Кроме того, рассматриваемая схема не позволяет повернуть поток на большие углы (близкие к 90° на режиме висения) при приемлемом уровне гидравлических потерь. К тому же, большое количество створок приводит к повышенным потерям давления в тракте и, соответственно, к повышению потребляемой мощности.Partially, these disadvantages are eliminated in the nozzle scheme with a controlled thrust vector (patent No. EP 2619087 (A1) - 2013-07-31 Propulsive Anti-Torque Nozzle System With External Rotating Sleeve For A Rotorcraft, IPC B64C 27/82 (2006.01)), which contains an input channel, 2 sets of plates forming side nozzles located on the rotary sections of the tail boom, as well as two rotary shutters, which, when opened, form the tail nozzle, which creates propulsive force with the possibility of its rotation by a small angle, and a shutter control mechanism. In this nozzle, air drawn from the external stream and pumped by the fan is mixed with the exhaust gases of the engine and, depending on the flight mode, is distributed between the rotary side nozzles and the tail nozzle flaps. Thus, the lateral force is created, which is necessary for directional control and to compensate for the reactive moment of the rotor, and (or) propulsive force, which reduces the resistance of the helicopter body. The disadvantages of this scheme include the complex design of the steering device with a large number of moving elements and a control system for these elements. If it is necessary to create both a lateral and a propulsive component of the nozzle traction force, dividing the injected flow into two parts, blown sideways and backward, is energetically worse than turning a single flow through an appropriate angle. In addition, the scheme under consideration does not allow turning the flow at large angles (close to 90 ° in the hovering mode) at an acceptable level of hydraulic losses. In addition, a large number of leaflets leads to increased pressure losses in the tract and, consequently, to increased power consumption.

Известно сопло с управляемым вектором тяги (патент № RU 147353 U1 от 22.11.2013, МПК B64C 27/82, B64C 19/02), которое содержит входной канал прямоугольного сечения, поворотные створки и механизм управления створками, к сторонам канала прикреплены две плоские пластины, как продолжение этих сторон, на которых закреплены три створки, выполненные в виде обтекаемого аэродинамического профиля и образующие между собой при всех рабочих положениях щелевые каналы шириной не менее 3% от хорды центральной створки, причем центральная створка имеет максимальную толщину 30%÷50% хорды и максимальную кривизну 5%÷15% хорды, а профили боковых створок имеют максимальную толщину 5%÷20% хорды и максимальную кривизну 3%÷5% хорды. Данное техническое решение принято за прототип.A nozzle with a controlled thrust vector is known (patent No. RU 147353 U1 dated 11/22/2013, IPC B64C 27/82, B64C 19/02), which contains an input channel of rectangular cross section, pivoting flaps and a control mechanism for the flaps, two flat plates are attached to the sides of the channel , as a continuation of these sides, on which three wings are fixed, made in the form of a streamlined aerodynamic profile and forming gap channels with each other at all working positions, with a width of at least 3% of the chord of the central leaf, and the central leaf has a maximum thickness of 30 % ÷ 50% chords and a maximum curvature of 5% ÷ 15% chords, and the side-leaf profiles have a maximum thickness of 5% ÷ 20% chords and a maximum curvature of 3% ÷ 5% chords. This technical solution is taken as a prototype.

Недостатком указанного сопла является необходимость реализации согласованного поворота створок, обеспечивающего минимальные потери тяги в широком диапазоне режимов полета.The disadvantage of this nozzle is the need to implement a coordinated rotation of the valves, ensuring minimal thrust loss in a wide range of flight modes.

Задачей данного изобретения является создание такого сопла, которое при относительной простоте конструкции эффективно (с малыми потерями давления) обеспечивает поворот струи нагнетаемого воздуха вбок на режиме висения и, по мере увеличения скорости полета, плавный поворот струи назад, обеспечивая оптимальное соотношение боковой и пропульсивной сил для каждого режима полета.The objective of the invention is to provide such a nozzle which, with relative simplicity of design, effectively (with low pressure loss) provides a sideways rotation of the jet of injected air laterally while hovering and, with increasing flight speed, a smooth backward rotation of the jet, providing an optimal ratio of lateral and propulsive forces for each flight mode.

Технический результат заключается в уменьшении потерь давления в сопле и соответствующем повышении его эффективности, в обеспечении необходимого для каждого режима полета соотношения боковой и пропульсивной сил.The technical result consists in reducing the pressure loss in the nozzle and a corresponding increase in its efficiency, in ensuring the ratio of lateral and propulsive forces necessary for each flight mode.

Технический результат достигается тем, что сопло газоструйной системы управления вертолета, содержащее входной канал, три поворотные створки, механизм управления створками, который состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми створками, центральной качалки, связанной тягами с рычагами боковых створок, причем центральная качалка связана зубчатой передачей с зубчатым сектором средней створки, кроме того, передаточное отношение от средней створки к центральной качалке составляет 0.70…0.78, плечи центральной качалки имеют длину 0.3…0.4 ширины входного сечения сопла и угол раскрытия плеч 140°…150°, рычаги боковых створок имеют плечи длиной 0.3…0.35 и 0.4…0.45 ширины входного сечения сопла и углы заклинения 50°…55° и 55°…60° соответственно, а тяги рычагов боковых створок имеют длину 0.5…0.55 и 0.4…0.45 ширины входного сечения сопла.The technical result is achieved by the fact that the nozzle of a gas-jet helicopter control system comprising an inlet channel, three rotary shutters, a shutter control mechanism, which consists of a gear sector for controlling the position of the middle shutter, control levers of the side shutters, a central rocker connected by rods with levers of the side shutters, the central rocking is connected by a gear transmission with the gear sector of the middle leaf, in addition, the gear ratio from the middle leaf to the central rocking is 0.70 ... 0. 78, the shoulders of the central rocking chair have a length of 0.3 ... 0.4 of the width of the nozzle inlet section and an opening angle of the shoulders of 140 ° ... 150 °, the levers of the side flaps have shoulders of 0.3 ... 0.35 and 0.4 ... 0.45 of the width of the nozzle inlet section and spell angles of 50 ° ... 55 ° and 55 ° ... 60 °, respectively, and the thrust levers of the side flaps have a length of 0.5 ... 0.55 and 0.4 ... 0.45 of the width of the inlet section of the nozzle.

Технический результат достигается также тем, что в сопле газоструйной системы управления вертолета центральная качалка связана со средней створкой с помощью тросовой передачи с передаточным отношением 0.7…0.78.The technical result is also achieved by the fact that in the nozzle of the gas-jet helicopter control system, the central rocking chair is connected to the middle wing using a cable transmission with a gear ratio of 0.7 ... 0.78.

Изобретение поясняется иллюстрациями:The invention is illustrated by illustrations:

фиг. 1 - общий вид сопла;FIG. 1 - general view of the nozzle;

фиг. 2 - экспериментальная зависимость угла поворота вектора тяги сопла от угла поворота его средней створки;FIG. 2 - experimental dependence of the angle of rotation of the nozzle thrust vector on the angle of rotation of its middle leaf;

фиг. 3 - экспериментальная зависимость оптимального угла поворота левой боковой створки от угла поворота его средней створки;FIG. 3 - experimental dependence of the optimal angle of rotation of the left side flap on the angle of rotation of its middle leaf;

фиг. 4 - экспериментальная зависимость оптимального угла поворота правой боковой створки от угла поворота его средней створки;FIG. 4 - experimental dependence of the optimal angle of rotation of the right side flap on the angle of rotation of its middle leaf;

фиг. 5 - общий вид механизма управления положением створок сопла;FIG. 5 is a general view of the mechanism for controlling the position of the nozzle flaps;

фиг. 6 - геометрические параметры элементов механизма управления положением створок сопла;FIG. 6 - geometric parameters of the elements of the mechanism for controlling the position of the nozzle flaps;

фиг. 7 - положение створок сопла и элементов механизма управления на различных режимах полета.FIG. 7 - the position of the nozzle flaps and the elements of the control mechanism in various flight modes.

К реактивному соплу в составе струйной системы управления вертолета предъявляют требования, существенно отличающиеся от требований к самолетным соплам с поворотным вектором тяги. Прежде всего, это существенно увеличенный диапазон углов поворота струи от 90° на режиме висения до ~ -40° на режиме авторотации. При этом необходимо обеспечить минимально возможные потери тяги, по крайней мере, на двух основных режимах - висение (угол поворота струи около 90°) и полет с максимальной скоростью (угол около 10°÷20°). Кроме того, поскольку оптимальный перепад давления в вертолетном сопле существенно ниже, чем в самолетном, то чувствительность системы к уровню потерь давления гораздо выше.Requirements for the jet nozzle as part of a helicopter jet control system are significantly different from those for aircraft nozzles with a rotary thrust vector. First of all, this is a significantly increased range of jet rotation angles from 90 ° in the hover mode to ~ -40 ° in the autorotation mode. In this case, it is necessary to ensure the minimum possible loss of thrust, at least in two main modes - hovering (angle of rotation of the jet about 90 °) and flight at maximum speed (angle about 10 ° ÷ 20 °). In addition, since the optimal pressure drop in the helicopter nozzle is much lower than in the aircraft nozzle, the sensitivity of the system to the level of pressure loss is much higher.

Исходя из этих условий и было разработано предлагаемое сопло. Общий вид сопла показан на фиг. 1. Входной канал 1 обеспечивает сопряжение выходного сечения хвостовой балки (обычно круглого) с прямоугольным сечением входа непосредственно в сопло. Далее канал ограничивается сверху и снизу плоскими пластинами 2, между которыми размещены поворотные створки 3, 4 и 5. Основным элементом сопла является центральная створка 4, которая, в основном, и определяет угол поворота струи. Экспериментальная зависимость угла поворота струи χ от угла поворота центральной створки ϕ4 показана на фиг. 2. Характер течения в сопле и, соответственно, потери давления в нем в значительной степени определяются взаимным расположением створок на различных режимах работы. Взаимосвязь углов поворота створок, обеспечивающая минимальные потери тяги сопла на всех режимах работы, была определена по результатам экспериментальных исследований. На фиг. 3 показана зависимость угла ϕ3 поворота боковой створки 3, а на фиг. 4 - соответственно угла ϕ5 поворота боковой створки 5 от угла ϕ4 поворота центральной створки 4. Пунктиром на графиках показан экспериментально определенный «коридор» оптимальных значений, соответствующий минимуму потерь давления в сопле. Эта взаимосвязь является существенно нелинейной, что требует применения специального механизма для ее реализации. Сплошной линией на графиках показаны зависимости, обеспечиваемые механизмом предлагаемого сопла.Based on these conditions, the proposed nozzle was developed. A general view of the nozzle is shown in FIG. 1. Inlet channel 1 provides a pair of the output section of the tail boom (usually round) with a rectangular section of the entrance directly to the nozzle. Further, the channel is limited from above and below by flat plates 2, between which the rotary valves 3, 4 and 5 are placed. The main element of the nozzle is the central valve 4, which mainly determines the angle of rotation of the jet. The experimental dependence of the angle of rotation of the jet χ on the angle of rotation of the central wing ϕ 4 is shown in FIG. 2. The nature of the flow in the nozzle and, accordingly, the pressure loss in it are largely determined by the relative position of the flaps at different operating modes. The relationship between the rotation angles of the valves, ensuring minimal loss of nozzle thrust in all operating modes, was determined by the results of experimental studies. In FIG. 3 shows the dependence of the angle ϕ 3 of rotation of the side flap 3, and in FIG. 4 - respectively, the angle ϕ 5 of the rotation of the side flap 5 from the angle ϕ 4 of the rotation of the central flap 4. The dotted line in the graphs shows the experimentally determined “corridor” of optimal values corresponding to the minimum pressure loss in the nozzle. This relationship is essentially nonlinear, which requires the use of a special mechanism for its implementation. The solid line in the graphs shows the dependencies provided by the mechanism of the proposed nozzle.

Схема данного механизма показана на фиг. 5, а обозначения геометрических параметров элементов механизма - на фиг. 6. Размеры всех элементов механизма приведены в виде отношения физического размера к характерному размеру - ширине входного сечения сопла Lвх. Механизм содержит центральную двуплечую качалку 6, жестко связанную с зубчатым сектором 7, который через зубчатый сектор 8 передает вращение на зубчатый сектор 9, жестко связанный с центральной створкой 4. Плечи качалки 6 через тяги 10 и 12 связаны с рычагами 11 и 13, жестко связанными со створками 3 и 5 соответственно.A diagram of this mechanism is shown in FIG. 5, and the designations of the geometric parameters of the mechanism elements are shown in FIG. 6. The sizes of all elements of the mechanism are given in the form of the ratio of the physical size to the characteristic size - the width of the inlet section of the nozzle L in . The mechanism comprises a central two-arm rocker 6, rigidly connected to the gear sector 7, which transfers rotation through the gear sector 8 to the gear sector 9, rigidly connected to the central wing 4. The shoulders of the rocker 6 are connected via levers 10 and 12 to levers 11 and 13, rigidly connected with wings 3 and 5 respectively.

Механизм работает следующим образом. Управляющий сигнал в виде угла поворота подается на центральную качалку. Через зубчатые секторы 7, 8, 9 поворот с соответствующим передаточным отношением i передается на среднюю створку, положение которой, в основном, определяет поворот вектора тяги. Через тяги 10 и 12 поворот качалки 6 передается на боковые створки 3 и 5 соответственно. Характер перемещений боковых створок в зависимости от поворота качалки 6 и, соответственно, центральной створки 4 определяется соотношением геометрических параметров элементов механизма - длинами плеч качалки 6 - L03 и L05, углом раствора плеч ψ0, а также длинами плеч рычагов L3 и L5 и соответствующих тяг L30 и L50. Последовательность изменения положения створок показана на фиг. 7. На фиг. 7а показано положение створок и элементов механизма на режиме висения при ϕ4≈100°. При этом концы тяги 12 расположены вблизи оси соответствующего плеча качалки 6 и на малом расстоянии от оси поворота качалки. Вследствие этого, как видно на фиг. 7б, поворот качалки на небольшой угол практически не приводит к повороту рычага 13 и створки 5. Вместе с тем, рычаг 11, тяга 10 и соответствующее плечо качалки 6 образуют при этом параллелограммный механизм и угол поворота створки 3 практически пропорционален углу поворота качалки 6 и створки 4. На фиг. 7в показано положение створок, примерно соответствующее крейсерскому режиму полета. При этом постепенно «активируется» перемещение створки 5 и сохраняется движение створки 3. При дальнейшем повороте створки 4, соответствующем режиму авторотации, напротив, перемещение створки 3 практически блокируется, а створка 5 «освобождается». В результате реализуются зависимости углов поворота, показанные на фиг. 3 и 4.The mechanism works as follows. The control signal in the form of an angle of rotation is fed to the central rocking chair. Through the gear sectors 7, 8, 9, the rotation with the corresponding gear ratio i is transmitted to the middle wing, the position of which mainly determines the rotation of the thrust vector. Through the rods 10 and 12, the rotation of the rocker 6 is transmitted to the side flaps 3 and 5, respectively. The nature of the movements of the side flaps depending on the rotation of the rocker 6 and, respectively, of the central leaf 4 is determined by the ratio of the geometric parameters of the mechanism elements — the lengths of the rocking arms 6 - L 03 and L 05 , the angle of the arms ψ 0 , as well as the lengths of the arms of the levers L 3 and L 5 and associated rods L 30 and L 50 . The sequence of changes in the position of the valves is shown in FIG. 7. In FIG. 7a shows the position of the cusps and mechanism elements in the hovering mode at ϕ 4 ≈100 °. The ends of the rod 12 are located near the axis of the corresponding shoulder of the rocker 6 and at a small distance from the axis of rotation of the rocker. Because of this, as can be seen in FIG. 7b, the rotation of the rocker by a small angle practically does not lead to the rotation of the lever 13 and the leaf 5. However, the lever 11, the rod 10 and the corresponding rocking arm 6 form a parallelogram mechanism and the angle of rotation of the leaf 3 is almost proportional to the angle of rotation of the rocking 6 and the leaf 4. In FIG. 7c shows the position of the wings, approximately corresponding to the cruising flight mode. In this case, the movement of the sash 5 is gradually “activated” and the movement of the sash 3 is maintained. With a further rotation of the sash 4 corresponding to the autorotation mode, on the contrary, the movement of the sash 3 is practically blocked, and the sash 5 is “released”. As a result, the dependences of the rotation angles shown in FIG. 3 and 4.

Анализ параметров механизма показал, что желаемый результат достигается в следующем диапазоне значений основных параметров:An analysis of the parameters of the mechanism showed that the desired result is achieved in the following range of values of the main parameters:

- i=0.70…0.78- i = 0.70 ... 0.78

- ψ0=140°…150°- ψ 0 = 140 ° ... 150 °

- L05/Lвх=0.3…0.4- L 05 / L in = 0.3 ... 0.4

- L03/Lвх=0.3…0.4- L 03 / L I = 0.3 ... 0.4

- L3/Lвх=0.3…0.35- L 3 / L I = 0.3 ... 0.35

- L30/Lвх=0.5…0.55- L 30 / L in = 0.5 ... 0.55

- L5/Lвх=0.4…0.45- L 5 / L I = 0.4 ... 0.45

- L50/Lвх=0.4…0.45- L 50 / L I = 0.4 ... 0.45

Приведенные результаты получены при следующих значениях геометрических параметров: i=0.74, ψ0=143°, L05/Lвх=0.367, L03/Lвх=0.333, L3/Lвх=0.333, L30/Lвх=0.52, L5/Lвх=0.407, L50/Lвх=0.433.The above results were obtained for the following geometric parameters: i = 0.74, ψ 0 = 143 °, L 05 / L in = 0.367, L 03 / L in = 0.333, L 3 / L in = 0.333, L 30 / L in = 0.52 , L 5 / L in = 0,407, L 50 / L in = 0.433.

Связь центральной качалки со средней створкой сопла может также осуществляться с помощью тросовой или ременной передачи с соответствующим передаточным отношением.The connection of the central rocking chair with the middle leaf of the nozzle can also be carried out using a cable or belt drive with an appropriate gear ratio.

Таким образом, с помощью относительно простого механизма обеспечивается реализация сложного экспериментально определенного закона оптимального взаимного перемещения створок сопла, что обеспечивает минимальные потери давления и максимальную эффективность сопла на всех режимах полета, в чем и заключается технический результат изобретения.Thus, using a relatively simple mechanism, the implementation of a complex experimentally determined law of the optimal mutual movement of the nozzle flaps ensures minimal pressure loss and maximum nozzle efficiency in all flight modes, which is the technical result of the invention.

Claims (2)

1. Сопло газоструйной системы управления вертолета, содержащее входной канал, три поворотные створки, механизм управления створками, отличающееся тем, что механизм управления створками состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми створками, центральной качалки, связанной тягами с рычагами боковых створок, причем центральная качалка связана зубчатой передачей с зубчатым сектором средней створки, причем передаточное отношение от средней створки к центральной качалке составляет 0.70…0.78, плечи центральной качалки имеют длину 0.3…0.4 ширины входного сечения сопла и угол раскрытия плеч 140°…150°, рычаги боковых створок имеют плечи длиной 0.3...0.35 и 0.4...0.45 ширины входного сечения сопла и углы заклинения 50°…55° и 55°…60° соответственно, а тяги рычагов боковых створок имеют длину 0.5…0.55 и 0.4…0.45 ширины входного сечения сопла.1. The nozzle of a gas-jet control system of a helicopter containing an input channel, three rotary shutters, a shutter control mechanism, characterized in that the shutter control mechanism consists of a gear sector for controlling the position of the middle shutter, control levers of the side shutters, a central rocker connected by rods with levers of the side shutters moreover, the central rocking chair is connected by a gear transmission with the gear sector of the middle leaf, and the gear ratio from the middle leaf to the central rocking chair is 0.70 ... 0.78, the shoulders of the central rocking chair have a length of 0.3 ... 0.4 of the width of the inlet section of the nozzle and an angle of opening of the shoulders of 140 ° ... 150 °, the levers of the side flaps have shoulders of length 0.3 ... 0.35 and 0.4 ... 0.45 of the width of the inlet section of the nozzle and the spell angles 50 ° ... 55 ° and 55 ° ... 60 °, respectively, and the thrust levers of the side flaps have a length of 0.5 ... 0.55 and 0.4 ... 0.45 of the width of the inlet section of the nozzle. 2. Сопло газоструйной системы управления вертолета по п. 1, отличающееся тем, что центральная качалка связана со средней створкой с помощью тросовой передачи с передаточным отношением 0.7…0.78.2. The nozzle of the gas-jet helicopter control system according to claim 1, characterized in that the central rocking chair is connected to the middle wing using a cable transmission with a gear ratio of 0.7 ... 0.78.
RU2015145844A 2015-10-26 2015-10-26 Nozzle of gas-jet helicopter control system RU2607687C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015145844A RU2607687C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Nozzle of gas-jet helicopter control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015145844A RU2607687C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Nozzle of gas-jet helicopter control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2607687C1 true RU2607687C1 (en) 2017-01-10

Family

ID=58452481

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015145844A RU2607687C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Nozzle of gas-jet helicopter control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2607687C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727787C1 (en) * 2019-08-29 2020-07-23 Виктор Антонович Золотухин Vertical take-off and landing aircraft with rotor with folding retractable blades
RU2793976C1 (en) * 2023-01-18 2023-04-11 Сайфитдин Хуснетдинович Идельбаев Twin-rotor helicopter with engine thrust vector control

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2518697A (en) * 1944-10-30 1950-08-15 United Aircraft Corp Helicopter with antitorque tail jet
RU94000920A (en) * 1994-01-11 1995-09-20 П.А. Ромахин DEVICE FOR CREATING ANTIROTATION OF THE HELICOPTER AND COURSE CONTROL
US20080093500A1 (en) * 2004-09-28 2008-04-24 Smith Dudley E Propulsive Anti-Torque System for Rotorcraft
EP2619087A1 (en) * 2010-11-12 2013-07-31 Bell Helicopter Textron Inc. Propulsive anti-torque nozzle system with external rotating sleeve for a rotorcraft
RU147353U1 (en) * 2013-11-22 2014-11-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) NOZZLE WITH CONTROLLED DRIVE VECTOR

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2518697A (en) * 1944-10-30 1950-08-15 United Aircraft Corp Helicopter with antitorque tail jet
RU94000920A (en) * 1994-01-11 1995-09-20 П.А. Ромахин DEVICE FOR CREATING ANTIROTATION OF THE HELICOPTER AND COURSE CONTROL
US20080093500A1 (en) * 2004-09-28 2008-04-24 Smith Dudley E Propulsive Anti-Torque System for Rotorcraft
EP2619087A1 (en) * 2010-11-12 2013-07-31 Bell Helicopter Textron Inc. Propulsive anti-torque nozzle system with external rotating sleeve for a rotorcraft
RU147353U1 (en) * 2013-11-22 2014-11-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) NOZZLE WITH CONTROLLED DRIVE VECTOR

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727787C1 (en) * 2019-08-29 2020-07-23 Виктор Антонович Золотухин Vertical take-off and landing aircraft with rotor with folding retractable blades
RU2793976C1 (en) * 2023-01-18 2023-04-11 Сайфитдин Хуснетдинович Идельбаев Twin-rotor helicopter with engine thrust vector control
RU2820875C1 (en) * 2023-12-19 2024-06-11 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Coaxial helicopter (versions)
RU2820873C1 (en) * 2023-12-19 2024-06-11 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Method of controlling aerodynamic moments of coaxial helicopter

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5085315A (en) Wide-range blade pitch control for a folding rotor
US6789764B2 (en) Dual-flight mode tandem rotor wing
RU2380276C2 (en) Combined aircraft
US2461435A (en) Fluid propelled and controlled aircraft
EP1114772B1 (en) VTOL aircraft with variable wing sweep
US20040075017A1 (en) Control of an aircraft as a thrust-vectored pendulum in vertical, horizontal and all flight transitional modes thereof
US3159360A (en) Jet powered vtol aircraft
US7510377B1 (en) Rotor aircraft tilting hub with reduced drag rotor head and mast
CA2864580A1 (en) Wing adjusting mechanism
JPH09512515A (en) Main rotor system for helicopter
TWI627104B (en) Simple Pitch Control Device for Dual-Mode Aircraft with VTOL and Fixed-Wing Flight
US20040232279A1 (en) VTOL/STOL ducted propeller aircraft
US4898343A (en) Thrust-deflecting vane device of V/STOL aircraft
CN105217025A (en) A kind of aircraft coaxial double-rotary wing system
US3490720A (en) V/stol aircraft with variable geometry rotor/wing
US20150086358A1 (en) Rotorcraft rotor including primary pitch horns and secondary horns
US4905932A (en) Rotary wing aircraft shrouded propeller tail assembly
CN111448135B (en) Thrust reversing type airplane and control method thereof
US3464650A (en) Aircraft with flapped rotor/wing
US2493041A (en) Rotary wing aircraft
RU2607687C1 (en) Nozzle of gas-jet helicopter control system
US3146970A (en) Heliplane
US2719591A (en) Rotating blade aircraft
WO2014177589A1 (en) Aircraft for vertical take-off and landing with hinged and bendable wings
CN113260566A (en) Thrust reverser aircraft and associated control method