RU2662591C1 - Helicopter rotor blade - Google Patents
Helicopter rotor blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662591C1 RU2662591C1 RU2017140994A RU2017140994A RU2662591C1 RU 2662591 C1 RU2662591 C1 RU 2662591C1 RU 2017140994 A RU2017140994 A RU 2017140994A RU 2017140994 A RU2017140994 A RU 2017140994A RU 2662591 C1 RU2662591 C1 RU 2662591C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- flap
- profile
- trim plate
- drive
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 13
- 230000008719 thickening Effects 0.000 claims description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract description 9
- 230000008859 change Effects 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 9
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 5
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 4
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
- B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
- B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для управления изменением мгновенного значения подъемной силы на эффективном отрезке несущей поверхности лопасти для снижения периодических нагрузок на лопасть от азимутального взаимодействия ее с аэродинамическим потоком, следствием чего является снижение вибрации вертолета в целом.The invention relates to the field of aviation, in particular to devices for controlling the change in the instantaneous value of the lifting force on the effective segment of the bearing surface of the blade in order to reduce periodic loads on the blade from its azimuthal interaction with the aerodynamic flow, which results in a decrease in the helicopter’s vibration as a whole.
Благодаря способности вертикально взлетать и садиться, зависать в воздухе вертолеты занимают уникальное место в авиации. В то же время полет на вертолете для пассажиров и членов экипажа сопряжен с дискомфортом, вызванным высоким уровнем вибраций в кабине. Вибрации также снижают усталостную прочность конструкции, сокращают ресурс, снижают эффективность бортового электронного и вычислительного оборудования, критичного для выполнения заданий по предназначению: навигационного, управления полетов, системы управления вооружением. В течение нескольких десятилетий ведется значительная работа по снижению уровня вибраций вертолета.Due to the ability to vertically take off and land, hover in the air, helicopters occupy a unique place in aviation. At the same time, helicopter flight for passengers and crew is associated with discomfort caused by a high level of vibration in the cockpit. Vibrations also reduce the fatigue strength of the structure, reduce the resource, and reduce the efficiency of on-board electronic and computing equipment critical for completing the mission: navigation, flight control, and weapon control systems. For several decades, significant work has been done to reduce the vibration level of the helicopter.
Причин возникновения колебаний вертолета много: редуктор, двигатель, хвостовой винт. Однако больше всего колебаний порождает система несущего винта. Максимум вибраций приходится на два режима: переходной с малыми поступательными скоростями и установившийся полет с высокой поступательной скоростью.There are many causes of helicopter vibrations: gearbox, engine, tail rotor. However, the main rotor system generates the most vibrations. The maximum vibration occurs in two modes: transitional with low translational speeds and steady flight with high translational speed.
На переходных режимах (обычно взлет и посадка) высокий уровень вибраций определяют импульсные нагрузки, индуцированные взаимодействием лопастей и срывом потоков с законцовок лопастей. Такие условия обычно описываются как вихревое взаимодействие лопастей. В крейсерском полете в диапазоне средних и высоких скоростей вибрации вызывают, главным образом, аэродинамические условия, в которых работают лопасти. Периодическое изменение аэродинамических нагрузок на лопасти приводит к периодическому изменению скоростей обтекающего лопасть потока и угла атаки лопасти, а значит, и к периодическому изменению действующих на лопасти нагрузок.In transient conditions (usually take-off and landing), a high level of vibration is determined by the impulse loads induced by the interaction of the blades and the stall of flows from the tips of the blades. Such conditions are usually described as the vortex interaction of the blades. In cruising flights in the range of medium and high speeds, vibrations are caused mainly by the aerodynamic conditions in which the blades operate. A periodic change in aerodynamic loads on the blades leads to a periodic change in the velocities of the flow around the blade and the angle of attack of the blades, and hence to a periodic change in the loads acting on the blades.
Для экстремально высокой скорости уровень вибраций резко увеличивается из-за образования на наступающих лопастях ударных волн (при этом резко увеличивается лобовое сопротивление и момент тангажа) и срыва потока на отступающих лопастях (потеря подъемной силы) в каждом обороте винта.For an extremely high speed, the level of vibration increases sharply due to the formation of shock waves on the advancing blades (the drag and pitch moment increase sharply) and flow stall on the retreating vanes (loss of lift) in each screw revolution.
Одним из направлений борьбы с вибрацией на больших скоростях полета вертолета является применение на лопастях несущего винта активного органа управления - закрылка. Применение на лопастях несущего винта активных органов управления позволяет создать приращение силы тяги противоположного знака, равное величине пульсации силы в данной момент времени.One of the ways to combat vibration at high helicopter flight speeds is the use of an active governing body flap on the main rotor blades. The use of active controls on the rotor blades allows you to create an increment in the traction force of the opposite sign, equal to the magnitude of the ripple force at a given time.
Известны аналоги лопасти с отклоняемыми закрылками.Known analogues of blades with deflectable flaps.
Так, в патенте (№ ЕР 2860108, МПК В64С 27/615, 2015 г.) приводится описание лопасти с отклоняемым закрылком, приводимым в движение при помощи двух линейных приводов, расположенных в поле действия центробежных сил и линейной трансмиссии состоящей из тяг, блоков, гибких лент и реечно-винтового преобразователя, также расположенного в поле центробежных сил.So, in the patent (No. EP 2860108, IPC В64С 27/615, 2015), a description is given of a blade with a deflectable flap, driven by two linear drives located in the field of action of centrifugal forces and a linear transmission consisting of rods, blocks, flexible tapes and rack-and-screw transducer, also located in the field of centrifugal forces.
Недостатком данной конструкции является расположение приводов и реечно-винтового преобразователя в поле действия центробежных сил. Воздействие центробежной силы на привод будет выражаться в увеличении усилия в одном направлении и уменьшении усилия в другом, что не позволит равномерно управлять закрылком. У реечно-винтового преобразователя возможно заклинивание шариков в пазах при воздействии центробежной силы, что будет приводить к заклиниванию всего агрегата. Если пазы сделать шире, то появится люфт привода, что приведет к вибрации закрылка в потоке. Также за счет сложного механизма преобразования движения быстродействие системы управления будет низкое.The disadvantage of this design is the location of the drives and rack-and-screw transducer in the field of action of centrifugal forces. The impact of centrifugal force on the drive will be expressed in an increase in force in one direction and a decrease in force in the other, which will not allow you to evenly control the flap. A rack-and-screw converter may jam balls in grooves when exposed to centrifugal force, which will lead to jamming of the entire unit. If the grooves are made wider, then the backlash of the drive will appear, which will lead to vibration of the flap in the stream. Also, due to the complex mechanism of motion conversion, the speed of the control system will be low.
Известна лопасть с отклоняемым закрылком (патент № ЕР 2851294, МПК В64С 27/615, 2015 г.), где закрылок приводится в движение валом, проходящим внутри лопасти от рукава втулки до привода закрылка. Управление производится с помощью дополнительного автомата перекоса и механизма суммирования при помощи тяг.A known blade with a deflectable flap (patent No. EP 2851294, IPC ВСС 27/615, 2015), where the flap is driven by a shaft passing inside the blade from the sleeve sleeve to the flap drive. Management is carried out using an additional swashplate and a summation mechanism using rods.
Недостатком данной конструкции является невозможность установить закрылок дальше комлевой зоны лопасти, т.к. в средней части лопасть изгибается в плоскости взмаха под действием изгибающего момента. В таких условиях вал привода закрылка заклинит в подшипниках или согнет. При этом максимальная эффективность закрылка будет именно в средней части лопасти, а у комля она практически нулевая. Данная конструкция привода с дополнительным автоматом перекоса и механизмом суммирования сильно усложняет и перегружает конструкцию системы управления. При этом закрылок может работать только на одной, установленной конструктивно, частоте привода.The disadvantage of this design is the inability to install the flap beyond the butt area of the blade, because in the middle part, the blade bends in the plane of the swing under the action of a bending moment. Under such conditions, the flap drive shaft will jam or bend in the bearings. At the same time, the maximum flap efficiency will be exactly in the middle part of the blade, and at the butt it is practically zero. This drive design with an additional swash plate and summing mechanism greatly complicates and overloads the control system design. At the same time, the flap can only work on one, installed structurally, the drive frequency.
Известна лопасть с отклоняемым закрылком (патент № ЕР 2703285, МПК В64С 27/615, 2014 г.), где закрылок приводится в движение двумя приводами, расположенными вдоль лопасти напротив друг друга. Привод осуществляется через механический преобразователь, который преобразует продольное движение привода в поперечное движение тяги управления закрылком.A known blade with a deflectable flap (patent No. EP 2703285, IPC ВСС 27/615, 2014), where the flap is driven by two actuators located along the blade opposite each other. The drive is carried out through a mechanical converter, which converts the longitudinal movement of the drive into the transverse movement of the flap control rod.
Недостатком данной конструкции является расположение приводов в поле действия центробежных сил. Воздействие центробежной силы на привод будет выражаться в увеличении усилия в одном направлении и уменьшении усилия в другом, что не позволит равномерно управлять закрылком. Также данная конструкция механического преобразователя снижает быстродействие всей системы. Центр масс привода расположен сзади оси жесткости лопасти, что неизбежно сместит центровку назад. Это может привести к флаттеру винта.The disadvantage of this design is the location of the drives in the field of action of centrifugal forces. The impact of centrifugal force on the drive will be expressed in an increase in force in one direction and a decrease in force in the other, which will not allow you to evenly control the flap. Also, this design of the mechanical converter reduces the speed of the entire system. The center of mass of the drive is located behind the axis of rigidity of the blade, which will inevitably shift the alignment back. This can lead to screw flutter.
Известна лопасть с отклоняемым закрылком (патент № ЕР 2674360, МПК В64С 27/615, 2013 г.), где приводом является электрический двигатель постоянного тока с редуктором, преобразующим вращательное движение двигателя в поступательное движение тяги привода через качалку.A known blade with a deflectable flap (patent No. EP 2674360, IPC ВСС 27/615, 2013), where the drive is an electric DC motor with a gearbox that converts the rotational motion of the motor into translational movement of the drive rod through the rocker.
Недостатком данной конструкции является расположение электродвигателя с редуктором в поле действия центробежных сил. Воздействие центробежной силы на привод будет выражаться в увеличении усилия в одном направлении и уменьшении усилия в другом, что не позволит равномерно управлять закрылком. Использованный в качестве привода электродвигатель с редуктором является изделием с малым быстродействием, что будет существенным ограничением в использовании привода для управления закрылком.The disadvantage of this design is the location of the electric motor with the gearbox in the field of centrifugal forces. The impact of centrifugal force on the drive will be expressed in an increase in force in one direction and a decrease in force in the other, which will not allow you to evenly control the flap. The electric motor with gear used as the drive is a product with low speed, which will be a significant limitation in the use of the drive to control the flap.
Известна лопасть с отклоняемым закрылком (патент № ЕР 2514669, МПК В64С 27/615, 2012 г.), где привод присоединен непосредственно к механизму выдвижения закрылка и расположен перпендикулярно оси лопасти.A known blade with a deflectable flap (patent No. EP 2514669, IPC ВСС 27/615, 2012), where the drive is attached directly to the mechanism for extending the flap and is located perpendicular to the axis of the blade.
Недостатком данной конструкции является расположение всех элементов привода в задней части лопасти, что негативно скажется на центровке лопасти и это приведет к флаттеру винта. Следует отметить также небольшой размер закрылка и малый угол его поворота, т.е. эффективность закрылка как элемента управления будет маленькой.The disadvantage of this design is the location of all drive elements in the rear of the blade, which will negatively affect the alignment of the blade and this will lead to flutter of the screw. It should also be noted the small size of the flap and the small angle of its rotation, i.e. the efficiency of the flap as a control will be small.
Известна лопасть с отклоняемым закрылком (патент № ЕР 2769915, МПК В64С 27/615, 2014 г.), где один закрылок приводится в движение двумя приводами с различным направлением поворота закрылка. Один привод поворачивает закрылок вниз, а другой вверх с помощью ленточных тяг.Known blade with deflectable flap (patent No. EP 2769915, IPC ВСС 27/615, 2014), where one flap is driven by two drives with different direction of rotation of the flap. One drive rotates the flap down, and the other up with tape rods.
Недостатком данной конструкции является сложная конфигурация рамы крепления приводов и закрылка, которая при изгибе лопасти в плоскости взмаха будет мешать работе элементов привода, а также необходимость согласовывать между собой работу обоих приводов.The disadvantage of this design is the complicated configuration of the mounting frame of the drives and the flap, which, when the blade bends in the plane of the swing, will interfere with the operation of the drive elements, as well as the need to coordinate the operation of both drives.
Известна лопасть с отклоняемой задней кромкой (патент № RU 2603707, МПК В64С 27/615, 2016 г.), где задняя кромка имеет вид закрылка, который приводится в движение пьезоэлектрическим приводом, расположенным в передней части лопасти, через систему передачи движения (передаточный механизм), включающую рычаг и тягу, соединенную с закрылком. Пьезоэлектрический привод управляется через систему автоматического управления. Рычаг имеет изгиб, повторяющий профиль лопасти и позволяет тягой обогнуть лонжерон лопасти. Рычаг преобразует малый ход пьезопривода в приемлемое перемещение закрылка. Закрылок выполнен как часть профиля лопасти и занимает приблизительно 1/3 хорды. Данное техническое решение было принято за прототип.A known blade with a deflectable trailing edge (patent No. RU 2603707, IPC ВСС 27/615, 2016), where the trailing edge has the form of a flap, which is driven by a piezoelectric drive located in the front of the blade through a motion transmission system (transmission mechanism ), including a lever and a thrust connected to the flap. The piezoelectric actuator is controlled via an automatic control system. The lever has a bend that repeats the profile of the blade and allows traction to go around the spar of the blade. The lever converts the small stroke of the piezo actuator into acceptable flap movement. The flap is made as part of the profile of the blade and takes approximately 1/3 of the chord. This technical solution was taken as a prototype.
Недостатком данной конструкции является выполнение закрылка как части профиля лопасти в пределах 1/3 хорды. Следствием этого является большая толщина передней части закрылка, что в свою очередь приводит к большому весу конструкции, соответственно, к большому моменту инерции закрылка и повышенной мощности пьезопривода и снижению быстродействия всей системы. Также данная конструкция ограничивает длину закрылка, из-за большого веса конструкции и особенности расположения закрылка в профиле лопасти (лопасть по длине изгибается при вращении винта). Немаловажное значение имеет тот факт, что расположение закрылка внутри профиля лопасти (наличие щелей между закрылком и неподвижными частями лопасти) как неподвижный закрылок, так и работающий, ухудшает аэродинамические характеристики профиля по сравнению с профилем без закрылка. Лопасть вертолета имеет небольшую хорду, поэтому плечо аэродинамического момента закрылка относительно фокуса лопасти небольшое.The disadvantage of this design is the implementation of the flap as part of the profile of the blade within 1/3 of the chord. The consequence of this is the large thickness of the front of the flap, which in turn leads to a large weight of the structure, respectively, to a large moment of inertia of the flap and increased power of the piezoelectric drive and a decrease in the speed of the entire system. Also, this design limits the length of the flap, due to the large weight of the structure and the particular location of the flap in the profile of the blade (the blade bends along the length when the screw rotates). Of no small importance is the fact that the location of the flap inside the profile of the blade (the presence of gaps between the flap and the fixed parts of the blade), both a fixed flap and a working one, worsens the aerodynamic characteristics of the profile compared to a profile without a flap. The blade of the helicopter has a small chord, so the shoulder of the aerodynamic moment of the flap relative to the focus of the blade is small.
Задачей изобретения является создание конструкции закрылка с минимальным весом и минимальными размерами (без потери аэродинамической эффективности), соответственно минимальным моментом инерции для уменьшения мощности, размеров и веса пьезопривода, соответственно, повышению быстродействия всей системы. Это также позволит конструктивно разместить закрылок практически в любой части лопасти по длине, даст возможность увеличить аэродинамический момент закрылка относительно фокуса лопасти и самое главное конструкция закрылка минимально будет ухудшать аэродинамические характеристики профиля лопасти.The objective of the invention is to provide a flap design with minimum weight and minimum size (without loss of aerodynamic efficiency), respectively, with a minimum moment of inertia to reduce the power, size and weight of the piezo actuator, respectively, to increase the speed of the entire system. It will also make it possible to constructively place the flap in almost any part of the blade along the length, make it possible to increase the aerodynamic moment of the flap relative to the focus of the blade, and most importantly, the flap design will minimize the aerodynamic characteristics of the profile of the blade.
Техническим результатом является увеличение быстродействия, точности и четкости работы системы и расширения возможностей автоматического управления аэроупругими явлениями на лопасти. Техническим результатом также является улучшение аэродинамических характеристик системы профиль лопасти - закрылок.The technical result is to increase the speed, accuracy and clarity of the system and expand the capabilities of automatic control of aeroelastic phenomena on the blades. The technical result is also the improvement of the aerodynamic characteristics of the blade profile - flap system.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в лопасти несущего винта вертолета, включающей закрылок с пьезоэлектрическим приводом, и встроенный в корпус лопасти передаточный механизм, содержащий рычаг и тягу, соединенную с закрылком, и систему автоматического управления, закрылок выполнен в виде триммерной пластины, расположенной вне аэродинамического профиля в задней части лопасти. Ширина триммерной пластины составляет не более 10% хорды лопасти. Триммерная пластина закреплена с возможностью отклонения в обе стороны от профиля лопасти. Рычаг передаточного механизма прямой, а тяга расположена перпендикулярно продольной оси лопасти. Триммерная пластина соединена с профилем посредством узла навески, при этом триммерная пластина имеет утолщение в передней части и занимает часть задней кромки профиля на глубину от 10 мм до 20 мм.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the rotor blade of the helicopter, including a flap with a piezoelectric drive, and a transmission mechanism built into the blade body, comprising a lever and a thrust connected to the flap, and an automatic control system, the flap is made in the form of a trim plate, located outside the aerodynamic profile at the rear of the blade. The width of the trim plate is not more than 10% of the chord of the blade. The trim plate is fixed with the possibility of deviation in both directions from the profile of the blade. The gear lever is straight, and the thrust is perpendicular to the longitudinal axis of the blade. The trim plate is connected to the profile via a hitch assembly, while the trim plate has a thickening in the front part and occupies part of the trailing edge of the profile to a depth of 10 mm to 20 mm.
На чертежах изображены:The drawings show:
Фиг. 1 - общий вид вертолета;FIG. 1 is a general view of a helicopter;
Фиг. 2 - профиль лопасти винта вертолета с отклоняемой триммерной пластиной;FIG. 2 - profile of a rotor blade of a helicopter with a deflectable trim plate;
Фиг. 3 - схема передаточного механизма;FIG. 3 is a diagram of a transmission mechanism;
Фиг. 4 - рычаг, вид сбоку;FIG. 4 - lever, side view;
Фиг. 5 - кинематическая схема передаточного механизма;FIG. 5 - kinematic diagram of the gear mechanism;
Фиг. 6 - плечи рычага;FIG. 6 - shoulders of the lever;
Фиг. 7 - взаимодействие лопасти винта с потоком;FIG. 7 - the interaction of the propeller blades with the flow;
Фиг. 8 - схема модели лопасти для продувки в аэродинамической трубе (АДТ) с расположением основных конструктивных элементов;FIG. 8 is a diagram of a model of a blade for blowing in a wind tunnel (ADT) with the location of the main structural elements;
Фиг. 9 - общий вид модели для продувки в АДТ;FIG. 9 - a general view of the model for purging in the ADT;
Фиг. 10 - график зависимости аэродинамической нормальной силы, измеренной тензовесами лопасти с неработающим и работающим закрылком.FIG. 10 is a graph of the aerodynamic normal force measured by the tensor weights of a blade with an idle and a working flap.
Лопасть 1 несущего винта вертолета (Фиг. 1) имеет встроенный пьезопривод 2 (Фиг. 2), передаточный механизм, включающий малую тягу 3, рычаг 4 для увеличения хода триммерной пластины, длинную тягу 5, соединенную с триммерной пластиной 6, закрепленную с помощью узлов навески 7 на лопасти 1. Пьезоэлектрический привод 2 (Фиг. 8) установлен в передней части лопасти 8. С помощью тяги 3 пьезопривод 2 соединен с рычагом 4 на малом плече 9 (Фиг. 6) посредством шарнира 10 (Фиг. 3). Рычаг 4 установлен вдоль оси лопасти 1 на подшипниковом узле 11 (Фиг. 3) в плоскости работы пьезоэлектрического привода 2. На большом плече 12 (Фиг. 6) рычага 4 установлена тяга 5 триммерной пластины 6 при помощи шарнира 13 (Фиг. 3). Другая сторона тяги 5 через шарнирный узел крепится к триммерной пластине 6 (Фиг. 2). Тяги 3 и 5 расположены перпендикулярно продольной оси лопасти. Управление пьезоприводом осуществляется системой автоматического управления 14 (Фиг. 3). На фиг. 8 показана схема модели лопасти, основным силовым элементом которой, является лонжерон 15.The
Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.
При включении пьезоэлектрического привода 2 (Фиг. 5), последний обеспечивает прямой рабочий ход 23 тяги пьезопривода 3 в направлении, перпендикулярном оси лопасти 1. Тяга пьезопривода 3 приводит в движение рычаг 4 на малом плече 9 (Фиг. 6). На большом плече 12 с увеличенным ходом (примерная редукция 1/5) пьезопривод 2 через рычаг 4 приводит в движение тягу триммерной пластины 5, которая в свою очередь поворачивает триммерную пластину 6 (Фиг. 2). Пьезоэлектрический привод 2 (Фиг. 5) при помощи обратного хода 26 возвращает устройство в исходное положение. При помощи системы автоматического управления 14 (Фиг. 3) пьезоэлектрическим приводом 2 можно менять частоту его работы, а также длину хода. Изменением частоты работы пьезопривода 2 можно подбирать частоту работы триммерной пластины 6 под необходимую частоту вращения несущего винта, а также подбирать режим работы триммерной пластины 6 под нужную частоту возбуждения винта (обычно лопастную), которую в данный момент необходимо компенсировать. Изменением длины хода подбирается необходимая величина мгновенного значения подъемной силы под определенную нагрузку на несущий винт, в зависимости от режима полета.When you turn on the piezoelectric actuator 2 (Fig. 5), the latter provides a
Рассмотрим принцип работы лопасти 1 с закрылком 6 на примере наступающей лопасти 1 (идущей навстречу набегающему потоку) (Фиг. 7) несущего винта. Лопасть 1 при движении по азимуту винта в направлении вращения, при переходе из заднего положения 17 вдоль оси вертолета в положение 19, соответствующее 90°, перпендикулярно набегающему потоку испытывает резкое возрастание подъемной силы только на этой лопасти 1 в данный момент времени. Далее при переходе лопасти 1 в переднее положение 21, соответствующее 180°, вдоль оси вертолета подъемная сила резко снижается, т.к. набегающий поток проходит параллельно оси лопасти 1. Резкий скачок подъемной силы подбрасывает наступающую лопасть 1 вверх. И так с каждой из лопастей несущего винта раз за оборот. В итоге это приводит к постоянной периодической вибрации всего вертолета с частотой, равной количеству оборотов несущего винта, умноженное на количество лопастей. Если начинать отклонять триммерную пластину 6 из положения 18, соответствующее 36° до положения 19, соответствующее 90° лопасти 1 несущего винта, то максимального положения она достигнет, когда лопасть 1 будет проходить отметку положения 19, соответствующее 90°. Триммерная пластина 6 отклоняется в противоположную сторону от направления действия прироста подъемной силы лопасти 1. Соответственно прирост подъемной силы с обратным знаком от действия триммерной пластины 6 компенсирует прирост подъемной силы лопасти 1 от воздействия набегающего потока. В положение 20 лопасти 1, отстоящее на 36° от положения 19 лопасти 1, триммерная пластина 6 вернется в исходное положение. Быстродействие привода при этом должно быть 0,265 секунды.Consider the principle of operation of the
Для обоснования заявленного технического результата создана невращающаяся модель лопасти для продувки в аэродинамической трубе. Основной задачей данного исследования было показать наличие прироста подъемной силы на взвешенном отсеке лопасти от колеблющейся в потоке с определенной частотой триммерной пластины и сравнить результаты этих испытаний с результатами испытаний, проведенными ранее на такой же невращающейся модели лопасти с взвешенным отсеком, но с закрылком, установленным в задней части профиля лопасти в пределах 1/3 хорды.To justify the claimed technical result, a non-rotating model of a blade for blowing in a wind tunnel was created. The main objective of this study was to show the presence of an increase in the lifting force on the weighted compartment of the blade from the trimmer plate oscillating in the flow with a certain frequency and to compare the results of these tests with the results of tests conducted previously on the same non-rotating model of the blade with a weighted compartment, but with a flap installed in the back of the profile of the blade within 1/3 of the chord.
Схема модели лопасти представлена на Фиг. 8. Основным элементом модели лопасти является лонжерон 15 (Фиг. 8), взвешенный отсек крепится к шестикомпонентным аэродинамическим тензовесам 16. Триммерная пластина 6 расположена вне аэродинамического профиля лопасти 1 за задней кромкой 24. Для крепления триммерной пластины к лопасти 1 используются узлы навески 7, при этом для обеспечения плавного перехода между профилем и триммерной пластиной последняя занимает часть 25 задней кромки профиля 24 на глубину порядка 20 мм. Пьезопривод 2 и передаточный механизм, включающий рычаг 4 и тяги 3 и 5, установлены во взвешенный отсек как описано выше.A blade model diagram is shown in FIG. 8. The main element of the blade model is the spar 15 (Fig. 8), the weighed compartment is attached to the six-component aerodynamic
Движение закрылком осуществляется пьезоэлектрическим приводом (Фиг. 9) с фиксированной частотой от 1 Гц до 15 Гц, хотя при управлении закрылком, расположенным внутри профиля в предыдущих испытаниях, стабильная работа пьезопривода была возможна только до 8 Гц, т.к. больший вес закрылка по сравнению с триммерной пластиной запирал систему привода на больших частотах и усилие на пьезоприводе после 8 Гц резко падало, что не давало возможность продолжить испытания. Исследование в аэродинамической трубе проводилось до скоростей потока 35 м/с. При нахождении в потоке трубы взвешенного отсека модели лопасти с неработающим приводом триммерной пластины на нем будет возникать подъемная сила как на обычном крыле. Если в потоке начать колебания триммерной пластиной с нужной частотой, то на аэродинамических весах взвешенного отсека возникает дополнительный прирост подъемной силы от работы триммерной пластины. На Фиг. 10 представлены графики зависимости подъемной силы от угла атаки взвешенного отсека модели. На графике, обозначенном маркерами в виде ромба, изображена зависимость подъемной силы при неработающей триммерной пластине (режим имитации профиля крыла), а на графике, обозначенном маркерами в виде квадрата, изображена зависимость подъемной силы при колеблющейся триммерной пластине. Величина прироста аэродинамической силы от работы триммерной пластины составляет на больших углах атаки взвешенного отсека около 3 кг, что в два раза больше, чем от работы закрылка, расположенного внутри профиля лопасти на тех же режимах, испытанного ранее. Прирост подъемной силы от работы триммерной пластины очевиден из этого графика и по сравнению с закрылком, расположенным внутри профиля результат в два раза лучше, а также увеличение в два раза частотного диапазона стабильной работы пьезопривода (из-за уменьшившегося веса и момента инерции триммерной пластины), что подтверждает достижение заявленного технического результата.Flap movement is carried out by a piezoelectric drive (Fig. 9) with a fixed frequency from 1 Hz to 15 Hz, although when controlling the flap located inside the profile in previous tests, stable operation of the piezoelectric drive was possible only up to 8 Hz, because a larger weight of the flap compared to the trim plate locked the drive system at high frequencies and the force on the piezo drive after 8 Hz fell sharply, which did not allow the continuation of the test. Research in a wind tunnel was carried out to flow speeds of 35 m / s. When the weighted compartment of the blade model with the inoperative trim plate drive is in the pipe stream, the lifting force will appear on it like on a conventional wing. If the flow begins to oscillate with a trimmer plate with the desired frequency, then on the aerodynamic scales of the weighted compartment, an additional increase in the lifting force arises from the operation of the trimmer plate. In FIG. 10 shows graphs of the dependence of the lifting force on the angle of attack of the weighted compartment of the model. The graph indicated by rhombus markers shows the dependence of the lifting force with an idle trim plate (wing profile simulation mode), and the graph indicated by square markers shows the dependence of the lifting force with an oscillating trim plate. The magnitude of the increase in aerodynamic force from the operation of the trim plate at large angles of attack of the weighted compartment is about 3 kg, which is twice as much as from the operation of the flap located inside the profile of the blade in the same modes tested earlier. The increase in lifting force from the operation of the trim plate is obvious from this graph and compared with the flap located inside the profile, the result is twice as good, as well as a double increase in the frequency range of the stable operation of the piezo drive (due to the reduced weight and moment of inertia of the trim plate), which confirms the achievement of the claimed technical result.
Располагая управляемую триммерную пластину позади задней кромки лопасти, мы не нарушаем аэродинамику профиля (как если бы происходило управление задней кромкой профиля лопасти - закрылком), также триммер можно сделать длинным и узким, что вместе с малой толщиной триммера обеспечивает малую его инерцию (оказывает сопротивление движению привода), за счет малых плеч (относительно навески и качалки) имеет малый момент инерции, что обеспечивает быстродействие всей системы привод -триммер.Having the controlled trimmer plate behind the trailing edge of the blade, we do not violate the profile aerodynamics (as if controlling the trailing edge of the blade profile — the flap), the trimmer can also be made long and narrow, which, together with the small thickness of the trimmer, provides its small inertia (it resists movement drive), due to small shoulders (relative to the hitch and rocking) has a small moment of inertia, which ensures the speed of the entire drive-trimmer system.
Достаточно малые размеры триммера позволяют не вносить существенные изменения в силовую конструкцию лопасти и не оказывают негативного влияния на аэродинамические характеристики по сравнению с бестриммерной лопастью. При этом расчеты показывают, что установка триммерной пластины в среднюю часть лопасти (по длине) по аэродинамическому эффекту начинает превосходить чистый профиль лопасти. Таким образом, конструктивная оптимизация системы привод-триммерная пластина и улучшение аэродинамических характеристик отсека лопасти с триммерной пластиной позволят достигнуть максимального положительного эффекта от использования данного вида активного гашения вибрации. Также такую триммерную пластину с приводом можно будет конструктивно встроить в современную безлонжеронную лопасть несущего винта вертолета.The sufficiently small size of the trimmer allows you to not make significant changes to the power design of the blade and does not adversely affect the aerodynamic characteristics compared to the bladeless blade. In this case, the calculations show that the installation of the trimmer plate in the middle part of the blade (in length) in aerodynamic effect begins to exceed the clean profile of the blade. Thus, the structural optimization of the drive-trimmer plate system and the improvement of the aerodynamic characteristics of the blade compartment with the trimmer plate will allow to achieve the maximum positive effect from the use of this type of active vibration damping. Also, such a trim plate with a drive can be constructively integrated into a modern sparless helicopter rotor blade.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017140994A RU2662591C1 (en) | 2017-11-24 | 2017-11-24 | Helicopter rotor blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017140994A RU2662591C1 (en) | 2017-11-24 | 2017-11-24 | Helicopter rotor blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2662591C1 true RU2662591C1 (en) | 2018-07-26 |
Family
ID=62981764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017140994A RU2662591C1 (en) | 2017-11-24 | 2017-11-24 | Helicopter rotor blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2662591C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2723567C1 (en) * | 2019-11-18 | 2020-06-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" | Propeller blade with controlled geometry of profile |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU38156U1 (en) * | 2004-01-23 | 2004-05-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
| EP2769915A1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-08-27 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Rotor blade with control flap |
| US9181811B2 (en) * | 2011-11-10 | 2015-11-10 | Airbus Helicopters | Device for varying lade pitch of a lift rotor |
| RU2603707C1 (en) * | 2015-10-23 | 2016-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Helicopter rotor blade with deflecting rear edge |
-
2017
- 2017-11-24 RU RU2017140994A patent/RU2662591C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU38156U1 (en) * | 2004-01-23 | 2004-05-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
| US9181811B2 (en) * | 2011-11-10 | 2015-11-10 | Airbus Helicopters | Device for varying lade pitch of a lift rotor |
| EP2769915A1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-08-27 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Rotor blade with control flap |
| RU2603707C1 (en) * | 2015-10-23 | 2016-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Helicopter rotor blade with deflecting rear edge |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2723567C1 (en) * | 2019-11-18 | 2020-06-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" | Propeller blade with controlled geometry of profile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7857598B2 (en) | Variable-twist rotor blade controlled by hub pitch angle and rotational speed | |
| US11203409B2 (en) | Geometric morphing wing with adaptive corrugated structure | |
| RU2631728C1 (en) | Combined aircraft equipped with moment compensation device and method for forming additional rotation moment for mentioned aircraft | |
| EP2180182B1 (en) | Active circulation control of aerodynamic structures | |
| US6394397B1 (en) | Lifting surface with active variable tip member and method for influencing lifting surface behavior therewith | |
| US7424988B2 (en) | Use of aerodynamic forces to assist in the control and positioning of aircraft control surfaces and variable geometry systems | |
| EP3000722A1 (en) | Aircraft | |
| US20200001973A1 (en) | Chord-wise variable vortex generator | |
| CN103085970A (en) | Active Prop Rotor Stability System | |
| US10407163B2 (en) | Aircraft control system and method | |
| US10479494B2 (en) | Rotorcraft tail rotor, a rotorcraft fitted with such a tail rotor, and a method of statically and/or dynamically balancing a rotorcraft tail rotor | |
| RU2603707C1 (en) | Helicopter rotor blade with deflecting rear edge | |
| JP2008106619A (en) | Composite magnus wing | |
| CA3060758C (en) | Aircraft with rotating ducted fan | |
| RU2662591C1 (en) | Helicopter rotor blade | |
| KR20100111983A (en) | Rotor blade for rotorcraft to change sweep-back angle of the blade tip actively | |
| CA2730460A1 (en) | Aircraft with at least two propeller drives arranged at a distance from one another in the span width direction of the wings | |
| WO2021148338A1 (en) | Load control for an aircraft wing | |
| CN111605703B (en) | Variable chord length system for variable rotating speed tail rotor blade of helicopter | |
| EP3345829A1 (en) | Rotor assembly with high lock-number blades | |
| CN210101968U (en) | Helicopter blade trailing edge flap driving mechanism adopting flexible hinge | |
| CN107640316B (en) | A kind of long voyage vibration rotor aircraft | |
| US4422828A (en) | Method of and apparatus for increasing propulsive efficiency of aircraft propellers | |
| Narkiewicz et al. | Overview of smart structure concepts for helicopter rotor control | |
| Alvarez Calderon | Rotating cylinder flaps for V/STOL aircraft: some aspects of an investigation into the rotating cylinder flap high lift system for V/STOL aircraft conducted jointly by the Peruvian Air Force and the National University of Engineering of Peru |