RU2613136C1 - Control system of coaxial helicopter - Google Patents

Control system of coaxial helicopter Download PDF

Info

Publication number
RU2613136C1
RU2613136C1 RU2015145813A RU2015145813A RU2613136C1 RU 2613136 C1 RU2613136 C1 RU 2613136C1 RU 2015145813 A RU2015145813 A RU 2015145813A RU 2015145813 A RU2015145813 A RU 2015145813A RU 2613136 C1 RU2613136 C1 RU 2613136C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
arm
lever
rotor
rotors
control
Prior art date
Application number
RU2015145813A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Борис Анатольевич Губарев
Александр Владимирович Михайлов
Original Assignee
Борис Анатольевич Губарев
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 Борис Анатольевич Губарев filed Critical Борис Анатольевич Губарев
Priority to RU2015145813A priority Critical patent/RU2613136C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2613136C1 publication Critical patent/RU2613136C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/80—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement for differential adjustment of blade pitch between two or more lifting rotors

Landscapes

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

Abstract

FIELD: transportation; aviation.
SUBSTANCE: coaxial helicopter control system comprises a swash plate of a lower rotor, a mixing unit to control common and differential rotor blade pitch, a movable rod installed inside the upper rotor shaft cavity. The mixing unit is made of three two-arm levers hingedly mounted on the gear body. The first lever is located under the swash plate of the lower rotor and is kinematically connected to it, the second lever - on the bottom part of the gear, the third lever - between the two specified levers. A three-arm walking beam is fixed on one arm of the third lever, and with the other arm the third lever is kinematically connected to control elements of the common rotor blade pitch of both rotors. The three-arm walking beam by diametrically arranged arms is accordingly connected to the first two-arm lever and to the second two-arm lever. By the middle arm the specified three-arm walking beam is kinematically connected to control elements of the differential rotor blade pitch of both rotors.
EFFECT: reduced harmful resistance of a coaxial helicopter, costs for profile and induced resistance of blades.
4 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции системы управления соосным вертолетом.The invention relates to aeronautical engineering, in particular to the design of a coaxial helicopter control system.

Изобретение направлено на разновидность винтокрылых машин, летно-технические характеристики которых не противоречат достигнутому уровню аэромеханики в вертолетостроении.The invention is directed to a variety of rotorcraft, whose flight performance does not contradict the achieved level of aeromechanics in helicopter construction.

Известно множество систем управления вертолетом с соосными несущими винтами, в частности в патентах US 6293492 от 01.09.1999 и WO 3091099 от 25.04.2003 управление выполнено за счет установки системы «редуктор - несущие винты» на шарнирных опорах с возможностью изменения в полете угла наклона упомянутой системы относительно фюзеляжа вертолета. Такой способ управления характерен для сверхлегких вертолетов с достаточно низкими значениями моментов инерции и не обеспечивает относительно приемлемых характеристик управляемости.Many helicopter control systems with coaxial rotors are known, in particular, in patents US 6293492 dated 09/01/1999 and WO 3091099 dated 04/25/2003, control is carried out by installing a “gear-bearing rotors” system on articulated supports with the possibility of changing the angle of inclination of the said flight systems regarding the helicopter fuselage. This control method is typical for ultralight helicopters with sufficiently low values of inertia and does not provide relatively acceptable handling characteristics.

Известны классические технические решения системы управления вертолетами с соосными несущими винтами, такие как по патентам RU 2307766 от 21.12.2005 и RU 2412081 от 15.10.2009.Classical technical solutions of a helicopter control system with coaxial rotors are known, such as according to patents RU 2307766 from 12.21.2005 and RU 2412081 from 15.10.2009.

Технические решения в этих патентах основаны на принципах полного пространственного управления вертолетом в полете за счет аэромеханики соосных несущих винтов.Technical solutions in these patents are based on the principles of full spatial control of a helicopter in flight due to the aeromechanics of coaxial rotors.

Конструкция системы управления содержит два автомата перекоса, которые смонтированы на валах несущих винтов и через систему рычажных ползушек, также смонтированных на упомянутых валах, посредством тяг и качалок соединены с поводками управления углами установки лопастей несущих винтов. Автоматы перекоса, установленные под нижним несущим винтом и между втулками несущих винтов, кинематически связанные рычажной системой, управляют циклическим, общим и дифференциальным шагом обоих несущих винтов.The design of the control system contains two swashplate, which are mounted on the shafts of the rotors and through a system of link creepers also mounted on the said shafts, by means of rods and rockers are connected to the leash control angles of installation of the blades of the rotors. Swashplate mounted under the lower rotor and between the rotor bushings, kinematically connected by a lever system, control the cyclic, common and differential pitch of both rotors.

Установка на валах между втулками несущих винтов вращающихся агрегатов кинематической системы управления лопастями несущих винтов создает на режимах горизонтального (поступательного) полета вертолета турбулентную воздушную зону, увеличивающую вредное сопротивления вертолета, которое по результатам летных испытаний может достигать до 30% сопротивления изолированного планера вертолета (см. Э.А.Петросян, «Аэродинамика соосного вертолета», Полигон-Пресс, М., 2004, стр. 174).The installation on the shafts between the rotor hubs of the rotary aggregates of the kinematic control system for the rotor blades creates a turbulent air zone during horizontal (translational) flight of the helicopter, increasing the harmful resistance of the helicopter, which, according to the results of flight tests, can reach up to 30% of the resistance of an isolated helicopter glider (see. E.A. Petrosyan, “Aerodynamics of a coaxial helicopter”, Polygon Press, M., 2004, p. 174).

Известно техническое решение системы управления соосными несущими винтами по патенту RU 2155702 от 15.04.1999, по которому содержащиеся в системе управления два автомата перекоса смонтированы на валах редуктора так, что один автомат перекоса размещен под втулкой нижнего несущего винта, а другой - на валу под донной частью редуктора. Автоматы перекоса кинематически связаны между собой суммирующей рычажной системой, обеспечивающей управление циклическим, общим и дифференциальным шагом несущих винтов посредством рычажных качалок, шарнирно соединенных тягами, которые смонтированы внутри полости вала верхнего несущего винта. При этом вал верхнего несущего винта со смонтированными на нем агрегатами управления установлен в редукторе с возможностью осевого перемещения для уменьшения габаритов вертолета на стоянке по высоте.A technical solution of the coaxial rotor control system is known according to the patent RU 2155702 of 04.15.1999, according to which two swash plates contained in the control system are mounted on the gearbox shafts so that one swash plate is located under the lower rotor hub and the other on the shaft under the bottom part of the gearbox. Swing machines are kinematically interconnected by a summing lever system that provides control of the cyclic, common and differential pitch of the rotors by means of lever rockers pivotally connected by rods that are mounted inside the shaft cavity of the upper rotor. Moreover, the shaft of the upper rotor with the control units mounted on it is installed in the gearbox with the possibility of axial movement to reduce the dimensions of the helicopter in the parking lot in height.

Известное техническое решение с одной стороны устраняет недостаток, отмеченный в предыдущих двух патентах, связанный с увеличением вредного сопротивления вертолета, так как в зоне между втулками несущих винтов отсутствуют вращающиеся агрегаты системы управления, но с другой техническое решение по патенту RU 2155702 насыщено множеством рычажных механизмов, разветвленных вокруг редуктора, отрицательно влияющих на кинематическую жесткость системы управления и, как следствие, образование люфтов, которые в процессе эксплуатации оказывают так называемое «вождение» и «рывки» органов управления, приводят к преждевременному износу конструкции. А осевая подвижность верхнего вала несущего винта со смонтированными на нем агрегатами управления увеличивают трудоемкость эксплуатационного обслуживания системы управления.The known technical solution, on the one hand, eliminates the drawback noted in the previous two patents, associated with an increase in the harmful resistance of the helicopter, since there are no rotating control units in the area between the rotor bushings, but on the other technical solution according to patent RU 2155702 is saturated with many linkage mechanisms, branched around the gearbox, adversely affecting the kinematic stiffness of the control system and, as a result, the formation of backlash, which during operation called "driving" and "jerks" controls result in premature wear of the structure. And the axial mobility of the upper rotor shaft with the control units mounted on it increases the complexity of the operational maintenance of the control system.

Известно техническое решение системы управления винтокрылым летательным аппаратом с соосными несущими винтами по патенту EP 1724192 от 04.05.2005. Соосные несущие винты в указанном патенте оснащены устройствами для изменения только общего шага каждого из несущих винтов для обеспечения перемещения винтокрылого аппарата по высоте. Устройства размещены под втулками каждого из несущих винтов, не занимая область на внешней поверхности вала между несущими винтами.A technical solution is known for a control system for a rotary-wing aircraft with coaxial rotors according to the patent EP 1724192 dated 05/04/2005. The coaxial rotors in the said patent are equipped with devices for changing only the common pitch of each of the rotors in order to ensure the rotorcraft to move in height. The devices are placed under the bushes of each of the rotors, without occupying the area on the outer surface of the shaft between the rotors.

Управление по тангажу и крену винтокрылого аппарата выполнено в виде аэродинамических поверхностей типа элеронов, установленных на корпусе фюзеляжа под соосным несущим винтом и корректируется триммером, установленным на стабилизаторе.The pitch and roll control of the rotorcraft is made in the form of aerodynamic surfaces such as ailerons mounted on the fuselage body under a coaxial rotor and is adjusted by a trimmer mounted on the stabilizer.

Управление по курсу обеспечивается изменением положения килевых аэродинамических поверхностей хвостового оперения.The course control is provided by changing the position of the keel aerodynamic surfaces of the tail.

Поступательный полет винтокрылого аппарата осуществляется за счет тяги толкающего винта изменяемого шага с возможностью реверса тяги.The rotational flight of the rotorcraft is carried out due to the thrust of the pushing screw of a variable pitch with the possibility of reverse thrust.

Все управляющие аэродинамические поверхности, включая несущие винты и толкающий винт, кинематически взаимосвязаны в единую систему управления полетом винтокрылого аппарата, которая допускает как непосредственное ручное управление полетом, так и автоматически запрограммированное.All control aerodynamic surfaces, including rotors and thrusting propeller, are kinematically interconnected into a single flight control system of the rotorcraft, which allows for both direct manual flight control and automatically programmed.

Недостатком известного технического решения является невозможность «строгого» полета винтокрылой машины боком и выполнения координированных разворотов, особенно на режимах висения.A disadvantage of the known technical solution is the impossibility of a “strict” flight of the rotorcraft sideways and performing coordinated turns, especially in hover modes.

Кроме того, множество управляющих полетом винтокрылой машины поверхностей ставит под сомнение возможность ручного управления этим летательным аппаратом, а также связано с неэффективностью продольно-поперечного управления из-за его недостаточной мощности, особенно на малых скоростях полета.In addition, many surfaces controlling the flight of a rotorcraft, cast doubt on the possibility of manual control of this aircraft, and is also associated with the inefficiency of longitudinal-transverse control due to its insufficient power, especially at low flight speeds.

По совокупности отличительных признаков рассмотренных аналогов техническое решение по патенту RU 2155702 принято за прототип как совпадающее по большинству отличительных признаков при сохранении эксплуатационных параметров управления вертолетом.In terms of the set of distinguishing features of the considered analogues, the technical solution according to patent RU 2155702 is taken as a prototype that coincides with most of the distinguishing features while maintaining the operational parameters of the helicopter control.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание системы управления соосным вертолетом, устраняющей отмеченные недостатки прототипа и позволяющей упростить конструкцию управления в части уменьшения взаимоподвижных звеньев в кинематической цепи управления, сохраняя необходимую эксплуатационную достаточность управления соосным вертолетом.The technical task of the invention is the creation of a coaxial helicopter control system that eliminates the noted disadvantages of the prototype and allows you to simplify the control design in terms of reducing interconnected links in the kinematic control circuit, while maintaining the necessary operational sufficiency of coaxial helicopter control.

Решение поставленной технической задачи достигается тем, что в системе управления соосным вертолетом, содержащей верхний и нижний несущие винты противоположного вращения, закрепленные на валах редуктора, автомат перекоса нижнего несущего винта, суммирующий механизм управления общим и дифференциальным шагом лопастей несущих винтов, подвижную тягу, смонтированную внутри полости вала верхнего несущего винта, на внешней поверхности которого между несущими винтами отсутствуют вращающиеся элементы конструкции управления, при этом на верхнем несущем винте управление углами установки лопастей выполнено только по общему и дифференциальному шагу, а суммирующий механизм выполнен из трех двуплечих рычагов, шарнирно смонтированных на корпусе редуктора, первый рычаг расположен под автоматом перекоса нижнего несущего винта и кинематически соединен с ним, второй рычаг - на донной части редуктора, третий рычаг - между двумя упомянутыми, причем на одном плече третьего рычага закреплена трехплечая качалка, а другим плечом третий рычаг кинематически соединен с органами управления общим шагом лопастей обоих несущих винтов, трехплечая качалка диаметрально расположенными плечами соответственно соединена с первым двуплечим рычагом и со вторым двуплечим рычагом, который кинематически соединен с подвижной тягой, а средним плечом упомянутая трехплечая качалка кинематически соединена с органами управления дифференциальным шагом лопастей обоих несущих винтов.The solution of the technical problem is achieved by the fact that in the control system of the coaxial helicopter containing the upper and lower rotors of the opposite rotation, mounted on the shafts of the gearbox, an automatic swash plate of the lower rotor, a summing mechanism for controlling the total and differential pitch of the rotor blades, a movable rod mounted inside cavity of the shaft of the upper rotor, on the outer surface of which between the rotors there are no rotating elements of the control structure, while on the top With a rotor rotor, the angles of blade installation are controlled only by the common and differential steps, and the summing mechanism is made of three two-arm levers pivotally mounted on the gear housing, the first lever is located under the swash plate of the lower rotor and kinematically connected to it, the second lever is on the bottom parts of the gearbox, the third lever is between the two mentioned, moreover, a three-arm rocking chair is fixed on one shoulder of the third lever, and the third lever is kinematically connected to the controls with the other shoulder by the common pitch of the blades of both rotors, the three-arm rocker with diametrically spaced shoulders is respectively connected to the first two-arm lever and to the second two-arm lever, which is kinematically connected to the movable rod, and the middle shoulder of the three-arm rocker is kinematically connected to the controls for the differential pitch of the blades of both rotors.

Изобретение поясняется иллюстрациями, где:The invention is illustrated by illustrations, where:

на фиг. 1 изображена кинематическая схема предлагаемой системы управления соосным вертолетом;in FIG. 1 shows a kinematic diagram of the proposed coaxial helicopter control system;

на фиг. 2 показано конструктивное решение третьего двуплечего рычага;in FIG. 2 shows a structural solution of the third two-shouldered lever;

на фиг. 3 показана схема протекания воздуха через соосный несущий винт;in FIG. 3 shows a diagram of the flow of air through a coaxial rotor;

на фиг. 4 приведен сравнительный график мощности продольного управления на соосном вертолете и на вертолете с одиночным эквивалентным несущим винтом.in FIG. Figure 4 shows a comparative graph of the longitudinal control power on a coaxial helicopter and on a helicopter with a single equivalent rotor.

Система управления соосным вертолетом включает верхний и нижний несущие винты 1 и 2 соответственно, которые имеют противоположные вращения. Несущие винты закреплены соответственно на валах 3 и 4 редуктора 5. На редукторе 5 под нижним несущим винтом (ННВ) 2 установлен подвижный стакана 6, на котором смонтирован автомат перекоса 7 с возможностью перемещения вдоль оси вала 4. Вращающееся кольцо 8 автомата перекоса 7 посредством тяг 9 соединено с поводками (условно не показано) лопастей 10 ННВ 2, а не вращающееся кольцо 11 автомата перекоса 7 посредством качалок 12 (13) и тяг 14 (15) кинематически соединено с органами управления циклическим шагом (ЦШ) лопастей 10 ННВ 2.The coaxial helicopter control system includes upper and lower rotors 1 and 2, respectively, which have opposite rotations. The rotors are mounted respectively on the shafts 3 and 4 of the gearbox 5. On the gearbox 5, under the lower rotor (HHC) 2, a movable cup 6 is mounted on which the swash plate 7 is mounted with the possibility of movement along the axis of the shaft 4. Rotating ring 8 of the swash plate 7 by means of rods 9 is connected to leashes (not shown conventionally) of blades 10 of NNV 2, and not a rotating ring 11 of the swash plate 7 by means of rockers 12 (13) and rods 14 (15) are kinematically connected to the cyclic pitch control elements (TSH) of blades 10 of NNV 2.

Управление общим шагом и дифференциальным шагом несущих винтов 1 и 2 выполнено посредством суммирующего механизма 16, который содержит три двуплечих рычага, шарнирно смонтированных на корпусе редуктора 5. Первый двуплечий рычаг 17 установлен под автоматом перекоса 7, второй двуплечий рычаг 18 установлен на донной части 19 редуктора 7, а третий двуплечий рычаг 20 смонтирован на корпусе редуктора между двумя упомянутыми рычагами 17 и 18. При этом на одном плече рычага 20, оканчивающемся вилкой 21, шарнирно закреплена трехплечая качалка 22, а другим плечом рычаг 20 кинематически соединен с органами управления общим шагом (ОШ) лопастей обоих несущих винтов 1 и 2 (тяга 23 и качалка 24 показаны условно).The common step and differential pitch of the rotors 1 and 2 are controlled by a summing mechanism 16, which contains three two-arm levers pivotally mounted on the gear housing 5. The first two-arm lever 17 is installed under the swash plate 7, the second two-arm lever 18 is mounted on the bottom of the gearbox 19 7, and the third two-arm lever 20 is mounted on the gear case between the two levers 17 and 18. At the same time, on the one arm of the lever 20 ending in the fork 21, a three-arm rocker 22 is pivotally fixed, and the other shoulders Ohm, the lever 20 is kinematically connected with the controls for the common pitch (OS) of the blades of both rotors 1 and 2 (the rod 23 and the rocker 24 are shown conditionally).

Трехплечая качалка 22 диаметрально расположенными плечами соединена посредством тяг 25 и 26 соответственно с двуплечими рычагами 17 и 18. При этом двуплечий рычаг 17 своим свободным плечом шарнирно соединен с подвижным стаканом 6, обеспечивая этим осевое перемещение автомата перекоса 7 вдоль оси вала 4 при качании качалки 22, а двуплечий рычаг 18 свободным плечом кинематически соединен с ползуном 27, установленным в полости вала 3 верхнего несущего винта (ВНВ) 1 с возможностью перемещения вдоль оси вала, при этом подвижная тяга 28 закреплена в полости ползуна 27 с возможностью вращения относительно своей продольной оси, синхронно с вращением вала 3.The three-arm rocker 22 with diametrically spaced shoulders is connected by means of rods 25 and 26, respectively, with the two-arm levers 17 and 18. In this case, the two-arm lever 17 with its free shoulder is pivotally connected to the movable cup 6, thereby ensuring axial movement of the swash plate 7 along the axis of the shaft 4 when rocking the rocker 22 and a two-arm lever 18 with a free shoulder is kinematically connected with a slider 27 mounted in the cavity of the shaft 3 of the upper rotor (HFB) 1 with the possibility of movement along the axis of the shaft, while the movable rod 28 is fixed in the cavity the slider 27 can rotate about its longitudinal axis, synchronously with the rotation of the shaft 3.

В зоне плоскости вращения ВНВ на внешней поверхности вала 3 подвижно вдоль оси вала смонтирован ползун 29, кинематически соединенный с подвижной тягой 28 и поводками управления лопастями 30 ВНВ 1. Средним плечом 31 трехплечая качалка 22 посредством тяги 32 и качалки 33 кинематически соединена с органами управления дифференциальным шагом (ДШ) лопастей обоих несущих винтов 1 и 2.In the zone of the plane of rotation of the VNV, on the outer surface of the shaft 3, a slider 29 is mounted movably along the axis of the shaft, kinematically connected to the movable rod 28 and the leads for controlling the vanes 30 of the VNV 1. The middle shoulder 31 has a three-arm rocker 22 through a rod 32 and a rocker 33 that is kinematically connected to the differential control pitch (L) of the blades of both rotors 1 and 2.

Управляемость вертолетом с предложенной системой управления по каналам в продольно-поперечном направлениях осуществляется за счет изменения циклического шага лопастей только на нижнем несущем винте, по курсу и по высоте полета - за счет управления дифференциальным и общим шагом лопастей на обоих несущих винтах.The helicopter controllability with the proposed control system along the channels in the longitudinal-transverse directions is carried out by changing the cyclic pitch of the blades only on the lower rotor, in course and in flight height - by controlling the differential and common pitch of the blades on both rotors.

Возможность такого решения основана на особенностях соосного несущего винта. Поток воздуха при движении через соосный винт (см. Фиг. 3) как бы разделен на две области: внутреннюю 35, определяемую границами струй от верхнего несущего винта 1, и внешнюю область 36 - кольцевую, в границах струй от верхнего несущего винта 1 и нижнего несущего винта 2. Струи внутренней области 35 при прохождении плоскости вращения нижнего несущего винта сужаются ≈ на 15-20%, вследствие чего нижний несущий винт 2 получает дополнительный подсос воздуха в границах области 36. Вследствие этого сила тяги T соосного несущего винта ≈ на 8-10% превышает подъемную силу эквивалентного несущего винта.The possibility of such a solution is based on the features of the coaxial rotor. The air flow when moving through a coaxial screw (see Fig. 3) is as if divided into two areas: the inner 35, defined by the boundaries of the jets from the upper rotor 1, and the outer region 36 is circular, in the boundaries of the jets from the upper rotor 1 and lower of the rotor 2. The jets of the inner region 35, when passing the plane of rotation of the lower rotor, narrow ≈ by 15-20%, as a result of which the lower rotor 2 receives an additional air suction within the boundaries of region 36. As a result, the thrust force T of the coaxial rotor is ≈ 8 10% higher than the rise hydrochloric force equivalent rotor.

Доминирующим аспектом в задаче балансировки вертолета, обеспечения криволинейного установившегося полета является мощность продольного управления. Применительно к предлагаемому техническому решению эффективность продольного управления характеризуется градиентом изменения циклического шага лопастей Mz δв нижнего несущего винта 2. Здесь δв величина циклического шага лопастей нижнего несущего винта 2, которая связана с углом δz отклонения равнодействующей силы тяги несущего винта при отклонении соответствующего органа управления циклическим шагом зависимостью:The dominant aspect in the task of balancing a helicopter, ensuring a curved steady flight is the power of longitudinal control. With regard to the effectiveness of the proposed technical solution is characterized by control of the longitudinal cyclic gradient change blade pitch M z δv lower rotor 2. Here δ value in the cyclic pitch of the blades of the lower rotor 2, which is associated with the angle deviation δ z resultant thrust of the rotor at a deviation corresponding body dependency cyclic step control:

δz=-δвcosσ1=Хт/Уэ;δ z = -δ in cosσ 1 = X t / V e ;

где σ1 - угол регулятора взмаха;where σ 1 is the angle of the swing control;

Хт - величина допустимой продольной центровки вертолета;X t - the allowable longitudinal alignment of the helicopter;

Уэ - величина приложения равнодействующей силы тяги.At e - the magnitude of the application of the resultant traction force.

При этом величина угловых ускорений, которые возникают на вертолете при отклонении органов продольного управления по каналу циклического шага (ЦШ), характеризуется величиной Mz хв/Jz,Moreover, the magnitude of the angular accelerations that occur on a helicopter when the longitudinal control organs deviate along the cyclic pitch channel (TSH) is characterized by the value of M z xv / J z ,

здесь Хв - ход рычага продольного управления, а Jz - момент инерции вертолета в связанной системе координат (см. Э.А. Петросян, «Аэродинамика соосного вертолета», Полигон-Пресс, М., 2004, стр. 53, 64-65, 237, 463-464). Эффективность продольного управления вертолетом можно описать системой уравненийhere X in is the stroke of the longitudinal control lever, and J z is the moment of inertia of the helicopter in the associated coordinate system (see E. A. Petrosyan, “Aerodynamics of a coaxial helicopter”, Polygon Press, M., 2004, p. 53, 64- 65, 237, 463-464). The effectiveness of the longitudinal control of a helicopter can be described by a system of equations

Mz хв/Jz=iхв*Mz δв/Jz M z хв / J z = i хв * M z δв / J z

δвcosσ1=Хт/Уэ δ in cosσ 1 = X t / U e

Достаточность продольного управления с предложенной системой управления соосным вертолетом решается подбором передаточных отношений iхв между отклонениями рычагов управления по циклическому шагу и соответствующим изменением посредством автомата перекоса 7 углов δв установки лопасти 10 на нижнем несущем винте 2 во взаимосвязи с инерционными параметрами вертолета Jz и допустимого диапазона центровки Хт. Для примера на фиг. 4 иллюстрируется эффективность продольного управления Mz хв вертолета 37 с соосным несущим винтом и вертолета 38 с одиночным эквивалентным несущим винтом, показывая этим устойчивое преимущество мощности управления по продольному каналу во всем диапазоне весовых параметров (Gв) вертолетов. Это косвенно подтверждает достаточность продольно-поперечного управления вертолетом с соосными несущими винтами, используя для этой цели только нижний несущий винт, на уровне не ниже управляемости на вертолете с одиночным эквивалентным несущим винтом.The sufficiency of the longitudinal control with the proposed coaxial helicopter control system is decided by selecting the gear ratios i xv between the deviations of the control levers in a cyclic step and the corresponding change by the swash plate 7 of the angles δ in the blade installation 10 on the lower rotor 2 in relation to the inertial parameters of the helicopter J z and the permissible centering range X t For the example of FIG. 4 illustrates the effectiveness of longitudinal control M z xv of a helicopter 37 with a coaxial rotor and of a helicopter 38 with a single equivalent rotor, showing this a steady advantage of the control power along the longitudinal channel over the entire range of weight parameters (G in ) of the helicopters. This indirectly confirms the sufficiency of longitudinal-transverse control of a helicopter with coaxial rotors, using for this purpose only the lower rotor, at a level not lower than the controllability of a helicopter with a single equivalent rotor.

В управлении общим и дифференциальным шагом лопастей 10 и 30 на несущих винтах 2 и 1 соответственно в предложенной системе управления соосным вертолетом координирующую роль в независимости упомянутых каналов управления играет двуплечий рычаг 20.In controlling the total and differential pitch of the blades 10 and 30 on the rotors 2 and 1, respectively, in the proposed coaxial helicopter control system, a two-arm lever 20 plays a coordinating role in the independence of the mentioned control channels.

Управление общим шагом несущих винтов 1 и 2 осуществляется угловым перемещением двуплечего рычага 20 от действия органов ОШ, который, в свою очередь, перемещает трехплечую качалку 22 и взаимосвязанные с ней тяги 25 и 26. А тяга 32, связанная со средним плечом 31 качалки 22, поворачивается относительно шарнирного узла связи ее с качалкой 33. Посредством перемещения тяг 25 и 26 происходит угловое перемещение двуплечих рычагов 17 и 18 в ту же сторону, что и рычага 20. А подбором кинематических плеч рычагов 17 и 18 и трехплечей качалки 22 обеспечивается однонаправленное и одинаковое по величине перемещение автомата перекоса 7 и ползуна 29 и соответственно перемещения поводков управления углами установки лопастей 10 и 30 нижнего и верхнего несущих винтов 2 и 1 соответственно.The common pitch of the rotors 1 and 2 is controlled by the angular displacement of the two shoulders of the lever 20 from the action of the OSH organs, which, in turn, moves the three-arm rocker 22 and the rods 25 and 26 interconnected with it. And the rod 32 is connected with the middle arm 31 of the rocker 22, it rotates relative to the hinged node of its connection with the rocker 33. By moving the rods 25 and 26, the two-arm levers 17 and 18 are angled in the same direction as the lever 20. And the selection of the kinematic shoulders of the levers 17 and 18 and the three-arm rocker 22 provides one-way fief and the same largest displacement swash plate 7 and the slider 29 and accordingly movement of the control leads of the installation angles of the blades 10 and 30 of upper and lower rotors 2 and 1 respectively.

Управление дифференциальным шагом несущих винтов 1 и 2, т.е. увеличение углов установки (шага) лопастей на одном из несущих винтов при одновременном уменьшении на ту же величину угла установки лопастей на другом несущем винте осуществляется угловым перемещением трехплечей качалки 22, смонтированной на трехплечем рычаге 20. От действия органов управления дифференциальным шагом (ДШ) лопастей 10 и 30 несущих винтов 2 и 1 происходит угловое перемещение плеча 31 трехплечей качалки 22 и соответственно ее других диаметрально расположенных плеч, посредством которых тяги 25 и 26 получают разнонаправленное, но одинаковое по величине перемещение. Посредством тяг 25 и 26 двуплечие рычаги 17 и 18 соответственно получают разнонаправленное угловое перемещение и воздействуют на соответствующие перемещения автомата перекоса 7 и ползуна 29, что приводит к разнонаправленному, но одинаковому по величине изменению угла установки лопастей на нижнем и верхнем несущих винтах.Differential pitch control of rotors 1 and 2, i.e. an increase in the angles of installation (pitch) of the blades on one of the rotors while reducing the same angle of installation of the blades on the other rotor is carried out by the angular displacement of the three-arm rocker 22 mounted on the three-arm arm 20. From the action of the controls for the differential pitch (L) of the blades 10 and 30 rotors 2 and 1, the arm 31 of the three-arm rocker 22 and, accordingly, its other diametrically located shoulders are angularly moved, by means of which the rods 25 and 26 receive multidirectional, but one What are the largest displacement. By means of rods 25 and 26, the two-arm levers 17 and 18 respectively receive multidirectional angular movement and act on the corresponding movements of the swash plate 7 and the slider 29, which leads to a multidirectional, but the same magnitude change in the angle of installation of the blades on the lower and upper rotors.

Предлагаемая система управления соосным вертолетом несет в себе не только снижение вредного сопротивления самого вертолета, но и сопутствующее снижение затрат мощности на профильное и индуктивное сопротивление лопастей несущих винтов, а также простоту и компактность кинематической схемы управления соосным несущим винтом, что в совокупности обеспечивает эксплуатационные качества вертолета.The proposed control system for a coaxial helicopter carries not only a reduction in the harmful resistance of the helicopter itself, but also a concomitant reduction in power costs for the profile and inductive resistance of the rotor blades, as well as the simplicity and compactness of the kinematic control circuit of the coaxial rotor, which together ensures the performance of the helicopter .

Claims (1)

Система управления соосным вертолетом, содержащая верхний и нижний несущие винты противоположного вращения, закрепленные на валах редуктора, автомат перекоса нижнего несущего винта, суммирующий механизм управления общим и дифференциальным шагом лопастей несущих винтов, подвижную тягу, смонтированную внутри полости вала верхнего несущего винта, на внешней поверхности которого между несущими винтами отсутствуют вращающиеся элементы конструкции управления, отличающаяся тем, что на верхнем несущем винте управление углами установки лопастей выполнено только по общему и дифференциальному шагу, а суммирующий механизм выполнен их трех двуплечих рычагов, шарнирно смонтированных на корпусе редуктора, первый рычаг расположен под автоматом перекоса нижнего несущего винта и кинематически соединен с ним, второй рычаг - на донной части редуктора, третий рычаг - между двумя упомянутыми, причем на одном плече третьего рычага закреплена трехплечая качалка, а другим плечом третий рычаг кинематически соединен с органами управления общим шагом лопастей обоих несущих винтов, трехплечая качалка диаметрально расположенными плечами соответственно соединена с первым двуплечим рычагом и со вторым двуплечим рычагом, который кинематически соединен с подвижной тягой, а средним плечом упомянутая трехплечая качалка кинематически соединена с органами управления дифференциальным шагом лопастей обоих несущих винтов.A coaxial helicopter control system comprising an upper and lower counter-rotor rotors mounted on gear shafts, a lower rotor swash plate, a summing mechanism for controlling the total and differential pitch of the rotor blades, a movable link mounted inside the upper rotor shaft cavity on an external surface which between the rotors there are no rotating elements of the control structure, characterized in that on the upper rotor control of the installation angles This step is performed only according to the general and differential steps, and the summing mechanism is made of three two-arm levers pivotally mounted on the gear case, the first lever is located under the swash plate of the lower rotor and is kinematically connected to it, the second lever is on the bottom of the gear, the third lever between the two mentioned, moreover, on one shoulder of the third lever a three-arm rocking chair is fixed, and with the other shoulder the third lever is kinematically connected to the controls with the common pitch of the blades of both rotors, three-arm In the case of tea, the rocking arm with diametrically arranged shoulders is respectively connected to the first two-arm lever and to the second two-arm arm, which is kinematically connected to the movable link, and the middle arm of the three-arm rocker is kinematically connected to the differential pitch controls of the blades of both main rotors.
RU2015145813A 2015-10-26 2015-10-26 Control system of coaxial helicopter RU2613136C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015145813A RU2613136C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Control system of coaxial helicopter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015145813A RU2613136C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Control system of coaxial helicopter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2613136C1 true RU2613136C1 (en) 2017-03-15

Family

ID=58458259

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015145813A RU2613136C1 (en) 2015-10-26 2015-10-26 Control system of coaxial helicopter

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2613136C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107891976A (en) * 2017-09-22 2018-04-10 珠海佰家科技有限公司 A kind of unmanned plane propeller set and its unmanned plane
RU186462U1 (en) * 2017-12-18 2019-01-21 Денис Борисович Губарев Unmanned helicopter
RU215865U1 (en) * 2022-11-23 2022-12-30 Сергей Александрович Мосиенко UNMANNED HELICOPTER COAXIAL PROPELLER COLUMN

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3409249A (en) * 1966-06-29 1968-11-05 United Aircraft Corp Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same
RU2155702C1 (en) * 1999-04-15 2000-09-10 Кумертауское авиационное производственное предприятие System of two coaxial main rotors of flying vehicle
WO2002064425A2 (en) * 2001-02-14 2002-08-22 Airscooter Corporation Coaxial helicopter with one cyclic pitch control rotor
RU2383470C2 (en) * 2007-04-16 2010-03-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ротор-В" Two-rotor coaxial system with mirrored swash plates

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3409249A (en) * 1966-06-29 1968-11-05 United Aircraft Corp Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same
RU2155702C1 (en) * 1999-04-15 2000-09-10 Кумертауское авиационное производственное предприятие System of two coaxial main rotors of flying vehicle
WO2002064425A2 (en) * 2001-02-14 2002-08-22 Airscooter Corporation Coaxial helicopter with one cyclic pitch control rotor
RU2383470C2 (en) * 2007-04-16 2010-03-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ротор-В" Two-rotor coaxial system with mirrored swash plates

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
US 3409249 A, 05.100.1968. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107891976A (en) * 2017-09-22 2018-04-10 珠海佰家科技有限公司 A kind of unmanned plane propeller set and its unmanned plane
RU186462U1 (en) * 2017-12-18 2019-01-21 Денис Борисович Губарев Unmanned helicopter
RU215865U1 (en) * 2022-11-23 2022-12-30 Сергей Александрович Мосиенко UNMANNED HELICOPTER COAXIAL PROPELLER COLUMN

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10173771B2 (en) Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions
EP2778061B1 (en) Tiltrotor control system with two rise/fall actuators
US10279892B2 (en) Tiltrotor aircraft having active wing extensions
US7510377B1 (en) Rotor aircraft tilting hub with reduced drag rotor head and mast
US20100072325A1 (en) Forward (Upstream) Folding Rotor for a Vertical or Short Take-Off and Landing (V/STOL) Aircraft
EP2851294B1 (en) Rotorcraft rotor including primary pitch horns and secondary horns
KR101100401B1 (en) 2-degree of freedom rotor pitch control system for tilt-rotor aircraft
EP2604513A1 (en) Blade-pitch control system with feedback lever
EA021156B1 (en) Helicopter with counter-rotating coaxial rotors without cyclic variation of pitch. equipped with means for aerodynamic control of attitude and flight path
CA2835401C (en) Blade-pitch control system with feedback swashplate
US10787252B2 (en) Rotorcraft having a rotary wing and an orientable propeller, and a method applied by the rotorcraft
US9139298B2 (en) Rotorcraft control system for rotorcraft with two or more rotor systems
WO2014191934A2 (en) Mini and micro uav class ducted-fan vtol aircraft
RU2613136C1 (en) Control system of coaxial helicopter
US2835331A (en) Directional control system for rotary wing aircraft
RU2736668C1 (en) Convertiplane and control method of convertiplane
US10696389B2 (en) Swash plate system for helicopter rotor
EP3360780B1 (en) Tiltrotor aircraft having rotary and non rotary flight modes
RU177244U1 (en) PROPELLER-CONTROLLED WING FOR A MULTI-WING AIRCRAFT
EP2969750B1 (en) Automatic pitch change rotary wing rotor system and method of rotor control
US20240246670A1 (en) Blade pitch coupled to propulsion system tilt
US3206145A (en) Helicopter with shrouded or ducted rotor
EP4086171B1 (en) A cyclic pitch angle adjustment apparatus
RU2281885C1 (en) Main rotor
RU2236988C2 (en) Flying vehicle, type ornithopter

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181027

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20191210