RU2715113C1 - Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) - Google Patents
Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2715113C1 RU2715113C1 RU2019111324A RU2019111324A RU2715113C1 RU 2715113 C1 RU2715113 C1 RU 2715113C1 RU 2019111324 A RU2019111324 A RU 2019111324A RU 2019111324 A RU2019111324 A RU 2019111324A RU 2715113 C1 RU2715113 C1 RU 2715113C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- fixed
- rotors
- electric motor
- electric
- Prior art date
Links
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 4
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 2
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—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
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
- B64D35/06—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors the propellers or rotors being counter-rotating
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к приводу соосных винтов вертолета.The invention relates to the field of aeronautical engineering, in particular to the drive of coaxial propellers of a helicopter.
Известен (RU, патент 2364550, опубл. 20.08.2009) вертолет, содержащий каркас, винтомоторную установку, систему управления, причем винтомоторная установка закреплена на фюзеляже с возможностью кругового наклона на требуемый угол относительно вертикальной оси вертолета через шарнир-амортизатор, соосные винты вертолета имеют встречное синхронное вращение, жесткое крепление лопастей с автоматической авторотацией, например, от центробежной силы, лопасти соосных винтов моно или решетчато-щелевые, по длине цельные или складные.Known (RU, patent 2364550, publ. 08/20/2009) a helicopter containing a frame, a propeller installation, a control system, and the propeller installation is mounted on the fuselage with the possibility of circular inclination at the required angle relative to the vertical axis of the helicopter through a hinge shock absorber, the helicopter coaxial screws have counter synchronous rotation, rigid fastening of the blades with automatic autorotation, for example, from centrifugal force, coaxial screw blades mono or lattice-slotted, solid or folding along the length.
Недостатком такой схемы является различная индуктивная скорость отбрасывания воздуха. Это объясняется различной окружной скоростью по радиусу при вращении лопасти. В результате ближе к оси вращения винта индуктивная скорость отбрасывания воздуха будет уменьшаться и имеет меньшую величину, чем во внешней части поверхности, ометаемой несущим винтом при вращении. Поджатие воздуха к оси вращения винта будет уменьшаться на режиме висения вертолета у земли, соответственно эффект влияния «воздушной подушки» будет уменьшаться, тем более после прохождения плоскости вращения винта воздух отбрасывается вниз и закручивается в сторону вращения винта. Т.о., воздух, отбрасываемый винтом, образует конус, что не позволяет достичь большей плотности воздуха, а значит, и большей эффективности «воздушной подушки».The disadvantage of this scheme is the different inductive rate of air rejection. This is explained by different peripheral radial velocities during rotation of the blade. As a result, closer to the axis of rotation of the screw, the inductive rate of air rejection will decrease and has a smaller value than in the outer part of the surface swept by the rotor during rotation. Compression of air to the axis of rotation of the propeller will decrease during the helicopter hovering mode near the ground, respectively, the effect of the “air cushion” will decrease, moreover, after passing through the plane of rotation of the propeller, the air is thrown down and swirls in the direction of rotation of the propeller. Thus, the air thrown by the screw forms a cone, which does not allow to achieve a greater density of air, and therefore, greater efficiency of the "air cushion".
Известны (Суриков Н.Ф. и др. Вертолет Ка-26. М.: Транспорт, 1982, с. 107-110) системы соосных несущих винтов, служащие для создания подъемной силы и для управления летательным аппаратом, реализованные на вертолетах Ка-26, Ка-32. Несущие системы соосных вертолетов имеют большие габариты по высоте, так как для исключения возможности соударения лопастей, вращающихся в разных направлениях верхнего и нижнего несущих винтов, их разносят по высоте на величину, равную 0,2 R-радиуса винта, то есть, для вертолета Ка-26 с диаметром несущего винта 13 м увеличение габаритного размера по высоте составляет 1,3 м, для Ка-32 эта величина составляет 1,6 м.Known (Surikov NF and other Ka-26 helicopter. M .: Transport, 1982, p. 107-110) coaxial rotor systems used to create lift and control the aircraft, implemented on Ka-26 helicopters , Ka-32. The bearing systems of coaxial helicopters are large in height, because to exclude the possibility of collision of the blades rotating in different directions of the upper and lower rotors, they are spaced apart in height by an amount equal to 0.2 R-radius of the rotor, that is, for the Ka helicopter -26 with a rotor diameter of 13 m, the increase in overall dimension in height is 1.3 m, for Ka-32 this value is 1.6 m.
Относительно большой габаритный размер по высоте у вертолетов с соосной несущей системой по сравнению с одновинтовыми вертолетами такой же грузоподъемности усложняет их обслуживание при эксплуатации, для них требуются высокие помещения - ангары, что особенно трудно выполнимо при базировании соосных вертолетов на корабле, более того большой размер по высоте приводит к необходимости демонтажа главного редуктора при транспортировке соосного вертолета с последующей сборкой, повторным проведением контрольно-испытательных полетов.The relatively large overall height dimension for helicopters with a coaxial bearing system compared to single-rotor helicopters of the same carrying capacity complicates their maintenance during operation, they require high rooms - hangars, which is especially difficult when basing coaxial helicopters on a ship, moreover, the large size is height leads to the need to dismantle the main gearbox during transportation of the coaxial helicopter with subsequent assembly, re-conducting control and test flights.
Наиболее близким аналогом разработанного технического решения можно признать (RU, патент 2155702, опубл. 10.09.2000)систему двух соосных несущих винтов летательного аппарата, содержащую редуктор с двумя соосными валами, вращающимися в противоположных направлениях, на которых закреплены втулки несущих винтов, содержащая также цепи управления каждым из несущих винтов, включающие два автомата перекоса и механизм управления общим и дифференциальным шагом несущих винтов, причем вал верхнего несущего винта редуктора выполнен с возможностью своего осевого перемещения относительно опор и приводной шестерни редуктора, при этом управление несущими винтами выполнено таким образом, что снаружи вала, в пространстве между верхним и нижним несущими винтами отсутствуют какие-либо элементы конструкции вследствие того, что автомат перекоса верхнего несущего винта расположен в нижней части корпуса редуктора, выполнен с возможностью своего осевого перемещения относительно редуктора и связан быстроразъемными соединениями с тягами управления лопастями верхнего несущего винта, проведенными внутри вала верхнего несущего винта, автомат перекоса нижнего несущего винта расположен в верхней части корпуса редуктора с возможностью своего осевого перемещения и связан тягами с осевыми шарнирами лопастей нижнего несущего винта, а для осевого перемещения автоматов перекоса с целью управления общим дифференциальным шагом несущих винтов применен рычажный параллелограмно-суммирующий механизм.The closest analogue of the developed technical solution can be recognized (RU, patent 2155702, publ. 10.09.2000) a system of two coaxial rotors of an aircraft, containing a gearbox with two coaxial shafts rotating in opposite directions, on which are fixed rotor bushes, which also contains chains control of each of the rotors, including two swashplate and a mechanism for controlling the total and differential pitch of the rotors, and the shaft of the upper rotor of the gearbox is configured to movement relative to the bearings and the drive gear of the gearbox, while controlling the rotors in such a way that outside the shaft, in the space between the upper and lower rotors, there are no structural elements due to the fact that the skew automatic machine of the upper rotor is located in the lower part of the housing the gearbox, made with the possibility of its axial movement relative to the gearbox and is connected by quick disconnect connections to the control rods of the blades of the upper rotor, held inside the upper rotor shaft, the lower rotor swashplate is located in the upper part of the gearbox with the possibility of its axial movement and is connected by rods to the axial hinges of the lower rotor blades, and for parallel axial movement of the swash plate to control the total differential pitch of the rotors, a parallelogram lever is used -summing mechanism.
Недостатком известной системы следует признать ее сложность, а также малую пригодность для использования на малых (легких) вертолетах.A disadvantage of the known system should be recognized as its complexity, as well as low suitability for use on small (light) helicopters.
Техническая проблема, решаемая с использованием разработанной конструкции, состоит в расширении ассортимента приводов соосных винтов вертолета.The technical problem solved using the developed design consists in expanding the assortment of helicopter coaxial screw drives.
Технический результат, достигаемый при реализации разработанной конструкции, состоит в возможности более простого и экономичного привода несущих винтов вертолета, выполненного по соосной схеме.The technical result achieved by the implementation of the developed design consists in the possibility of a simpler and more economical drive of the rotors of the helicopter, made according to the coaxial scheme.
Для достижения указанного технического результата предложено использовать привод соосных винтов вертолета разработанной конструкции. Привод соосных винтов, разработанной конструкции, содержит систему соосно несущих верхнего и нижнего винтов, установленных с возможностью вращения в противоположные стороны, и источник электрического питания, к которому подключены средства вращения несущих винтов. Верхний несущий винт закреплен на валу ротора электродвигателя, а нижний несущий винт закреплен на полом валу, внутри которого проходит вал ротора, а сам полый вал закреплен на статоре электродвигателя, выполненном с возможностью вращения и установленном в упорном подшипнике в корпусе летательного аппарата, в котором размещен источник электроэнергии, подающий через скользящие контакты электропитание на электродвигатель.To achieve the specified technical result, it is proposed to use a coaxial propeller drive of a helicopter of a developed design. The coaxial screw drive of the developed design contains a system of coaxially supporting upper and lower screws, mounted rotatably in opposite directions, and an electric power source, to which the rotor rotation means are connected. The upper rotor is fixed on the rotor shaft of the electric motor, and the lower rotor is fixed on the hollow shaft, inside which the rotor shaft passes, and the hollow shaft is fixed on the motor stator, which is rotatable and installed in the thrust bearing in the aircraft body, in which an electric power source supplying electric power through sliding contacts to an electric motor.
В некоторых вариантах реализации нижний несущий винт вместе со статором электродвигателя закреплен на полом валу, который посредством упорного подшипника установлен в корпус летательного аппарата, причем внутри полого вала проходят токопроводы, которые через скользящие контакты передают электропитание на электродвигатель от источника электрической энергии, расположенного в корпусе летательного аппарата.In some embodiments, the lower rotor, together with the electric motor stator, is mounted on the hollow shaft, which is mounted in the aircraft’s housing by means of a thrust bearing, and the conductors pass through the hollow shaft, which transmit power to the electric motor through sliding contacts from the electric power source located in the aircraft’s housing apparatus.
Возможен вариант реализации разработанного привода, при котором нижний несущий винт закреплен на полом валу, внутри которого проходит вал ротора, на котором закреплен верхний несущий винт, причем сам полый вал закреплен на статоре электродвигателя и установлен в упорный подшипник в корпусе летательного аппарата, причем к статору закреплен источник электроэнергии, подающий электропитание на электродвигатель.A possible implementation of the developed drive is possible, in which the lower rotor is mounted on the hollow shaft, inside which the rotor shaft passes, on which the upper rotor is fixed, and the hollow shaft itself is mounted on the motor stator and installed in the thrust bearing in the aircraft body, and to the stator fixed source of electricity that supplies power to the electric motor.
Также возможен вариант реализации, при котором нижний несущий винт вместе со статором электродвигателя закреплен на полый вал, который на упорном подшипнике установлен в корпусе летательного аппарата, причем к статору закреплен источник электроэнергии, подающий электропитание на электродвигатель.An implementation option is also possible in which the lower rotor, together with the stator of the electric motor, is fixed to the hollow shaft, which is mounted on the thrust bearing in the aircraft body, and a source of electricity is supplied to the stator, which supplies power to the electric motor.
В дальнейшем конструкция будет рассмотрена с использованием графического материала, при этом использованы следующие обозначения: корпус вертолета 1, источник электроэнергии 2, скользящие контакты 3, статор 4, ротор 5, вал ротора 6, верхний несущий винт 7, полый вал 8, нижний несущий винт 9, упорный подшипник 10, токопроводы 11In the future, the design will be considered using graphic material, with the following notation used:
Реализация технического результата возможна по нескольким вариантам.The implementation of the technical result is possible in several ways.
По первому варианту (Фиг. 1) работа привода происходит следующим образом. При подаче электрического тока из расположенного в корпусе 1 от источника электроэнергии 2 через скользящие контакты 3 на электродвигатель, состоящий из статора 4 и ротора 5, ротор 5 начинает вращаться вместе с валом ротора 6 и насаженным на него верхним несущим винтом 7. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 4 вместе с полым валом 8, и насаженным на него нижним несущим винтом 9 в противоположном направлении. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 7 и нижнего несущего винта 8 подъемная сила через упорный подшипник 10 передается на корпус 1.According to the first embodiment (Fig. 1), the operation of the drive is as follows. When applying electric current from located in the
По второму варианту (Фиг. 2) работа привода происходит следующим образом. При подаче электрического тока из расположенного в корпусе 1 источника электроэнергии 2 через скользящие контакты 3 и токопроводы 11, расположенные в полом вале 8 на электродвигатель, состоящий из ротора 5 и статора 4, ротор 5 начинает вращаться вместе с валом ротора 6 и насаженным на него верхним несущим винтом 7. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 4 вместе с полым валом 8 и насаженным на него нижним несущим винтом 9 в противоположном направлении. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 7 и нижнего несущего винта 9 подъемная сила через упорный подшипник 10 передается на корпус 1.According to the second embodiment (Fig. 2), the operation of the drive is as follows. When applying electric current from a
По третьему варианту (Фиг. 3) работа привода происходит следующим образом. При подаче электрического тока из источника электроэнергии 2, закрепленного на статоре 4, ротор 5 вращается вместе с валом ротора 6 и насаженным на него верхним несущим винтом 7. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 4 вместе с полым валом 8 и насаженным на него нижним несущим винтом 9 в противоположном направлении. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 7 и нижнего несущего винта 9 подъемная сила через упорный подшипник 10 передается на корпус 1.According to the third embodiment (Fig. 3), the operation of the drive is as follows. When applying electric current from an
Вариант 4 (Фиг. 4)Option 4 (Fig. 4)
Работа привода происходит следующим образом. При подаче электрического тока из источника электроэнергии 2, закрепленного на полом валу 8 через токопроводы 11, расположенные в полом вале 8 на электродвигатель, ротор 5 вращается вместе с валом ротора 6 и насаженным на него верхним несущим винтом 7. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 4 вместе с полым валом 8 и насаженным на него нижним несущим винтом 9 в противоположном направлении. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 7 и нижнего несущего винта 9 подъемная сила через упорный подшипник 10 передается на корпус 1.The operation of the drive is as follows. When applying electric current from an
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111324A RU2715113C1 (en) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111324A RU2715113C1 (en) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2715113C1 true RU2715113C1 (en) | 2020-02-25 |
Family
ID=69630956
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019111324A RU2715113C1 (en) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2715113C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2739753C1 (en) * | 2020-08-31 | 2020-12-28 | Сергей Викторович Коровкин | Electric drive of helicopter coaxial screws |
RU2759228C1 (en) * | 2021-04-01 | 2021-11-11 | Сергей Викторович Коровкин | Helicopter heading position control device with coaxial propellers |
WO2022090423A1 (en) * | 2020-11-02 | 2022-05-05 | Flynow Aviation Gmbh | Drive unit for a rotary-wing aircraft, and rotary-wing aircraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102011053787A1 (en) * | 2011-09-20 | 2013-03-21 | Institut Für Luft- Und Kältetechnik Gemeinnützige Gmbh | Propeller device for producing fluid flow, and for use in drive unit for driving vehicle or vehicle model, has propeller, which is arranged coaxial to rotary axis, and is coupled to rotor by using power-transferring coupling |
RU2583125C1 (en) * | 2014-12-04 | 2016-05-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный центр "Судовые электротехнические системы" (ООО "НПЦ "СЭС") | Marine propulsion installation |
DE102016206551B4 (en) * | 2016-04-19 | 2018-03-22 | Andreas Knoop | aircraft |
US10150567B2 (en) * | 2016-01-27 | 2018-12-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor systems for rotorcraft |
-
2019
- 2019-04-16 RU RU2019111324A patent/RU2715113C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102011053787A1 (en) * | 2011-09-20 | 2013-03-21 | Institut Für Luft- Und Kältetechnik Gemeinnützige Gmbh | Propeller device for producing fluid flow, and for use in drive unit for driving vehicle or vehicle model, has propeller, which is arranged coaxial to rotary axis, and is coupled to rotor by using power-transferring coupling |
RU2583125C1 (en) * | 2014-12-04 | 2016-05-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный центр "Судовые электротехнические системы" (ООО "НПЦ "СЭС") | Marine propulsion installation |
US10150567B2 (en) * | 2016-01-27 | 2018-12-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor systems for rotorcraft |
DE102016206551B4 (en) * | 2016-04-19 | 2018-03-22 | Andreas Knoop | aircraft |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2739753C1 (en) * | 2020-08-31 | 2020-12-28 | Сергей Викторович Коровкин | Electric drive of helicopter coaxial screws |
WO2022090423A1 (en) * | 2020-11-02 | 2022-05-05 | Flynow Aviation Gmbh | Drive unit for a rotary-wing aircraft, and rotary-wing aircraft |
RU2759228C1 (en) * | 2021-04-01 | 2021-11-11 | Сергей Викторович Коровкин | Helicopter heading position control device with coaxial propellers |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2715113C1 (en) | Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) | |
US20200231275A1 (en) | Dual rotor system | |
CN107672793B (en) | Rotor wing device, aircraft and flight control method of aircraft | |
EP3501983A1 (en) | Anti-torque system for a helicopter and method for controlling an anti-torque system for a helicopter | |
CN109515704B (en) | Ducted plume rotorcraft based on cycloidal propeller technology | |
CN110979651A (en) | Coaxial helicopter and control method | |
CN109747817A (en) | A kind of no empennage vector coaxal helicopter design | |
CN104816821A (en) | Multi-rotor wing triphibian aircraft | |
NL8302911A (en) | AIRPLANE CARRIED BY ROTATING WINGS. | |
CN202828092U (en) | Automatic-rotor wing helicopter with no tail rotor | |
CN109533320A (en) | A kind of helicopter bevel-type main rotor parallel drive unit | |
JP2017514739A (en) | helicopter | |
US6837457B2 (en) | Aircraft rotor and aircraft | |
US3391746A (en) | Helicopter control system | |
US2420784A (en) | Helicopter with antitorque propellers | |
CN112441229A (en) | Flapping rotor wing device with upward shaft wing capable of vertically running and downward horizontally running | |
WO2021146546A1 (en) | Reactionless free-spinning motor with dual propellers | |
CN109703748A (en) | Rotor craft | |
RU2739753C1 (en) | Electric drive of helicopter coaxial screws | |
JP2012011990A (en) | Contra-rotating propeller motor | |
CN112407276A (en) | Flapping rotor wing device capable of realizing upward half-rotation and downward horizontal operation | |
EP4335744A1 (en) | Aeronautical propulsion device | |
CN206466172U (en) | A kind of tandem type derotation wing power set | |
US3006418A (en) | Helicopter rotor control devices | |
CN110683041A (en) | Disc-shaped aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210417 |