RU2739753C1 - Electric drive of helicopter coaxial screws - Google Patents

Electric drive of helicopter coaxial screws Download PDF

Info

Publication number
RU2739753C1
RU2739753C1 RU2020128867A RU2020128867A RU2739753C1 RU 2739753 C1 RU2739753 C1 RU 2739753C1 RU 2020128867 A RU2020128867 A RU 2020128867A RU 2020128867 A RU2020128867 A RU 2020128867A RU 2739753 C1 RU2739753 C1 RU 2739753C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
electric motor
possibility
rotation
helicopter
Prior art date
Application number
RU2020128867A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Викторович Коровкин
Original Assignee
Сергей Викторович Коровкин
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 Сергей Викторович Коровкин filed Critical Сергей Викторович Коровкин
Priority to RU2020128867A priority Critical patent/RU2739753C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2739753C1 publication Critical patent/RU2739753C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • 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

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to helicopter rotors drives. Electric drive of coaxial screws of helicopter, having coaxial upper and lower screws, installed with possibility of rotation in opposite sides, comprises an electric motor installed with possibility of rotation of screws and connected to a source of electric power supply. Upper rotor is fixed on the output shaft of the upper planetary gear, wherein the sun gear of the above upper planetary gear is fitted on the shaft of the electric motor rotor. Lower rotor is fixed on the output shaft of the lower planetary gearbox. Sun gear of the lower planetary reduction gear is fitted on the hollow shaft of the electric motor stator, inside which the rotor shaft passes. Hollow shaft is fixed on stator of electric motor, made with possibility of rotation and installed in thrust bearing in aircraft body, in which power source is located, which supplies electric power to electric motor through sliding contacts.EFFECT: possibility of using a light high-speed electric motor for driving rotors of a helicopter of high carrying capacity, made as per a coaxial scheme.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к приводу соосных винтов вертолета.The invention relates to the field of aviation technology, namely to the drive of the coaxial propellers of the 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.It is known (RU, patent 2364550, publ. 08/20/2009) a helicopter containing a frame, a propeller-driven installation, a control system, and the propeller-driven installation is fixed on the fuselage with the possibility of a circular tilt at the required angle relative to the vertical axis of the helicopter through a hinge-shock absorber, the coaxial propellers of the helicopter have counter-synchronous rotation, rigid attachment of blades with automatic autorotation, for example, from centrifugal force, blades of coaxial propellers are mono or lattice-slotted, one-piece or folding in 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 circuit is the different inductive air throwing speed. This is due to the different circumferential speed along the radius when the blade rotates. As a result, closer to the axis of rotation of the rotor, the inductive speed of air throwing will decrease and has a lower value than in the outer part of the surface swept away by the rotor during rotation. Compression of air to the axis of rotation of the propeller will decrease when the helicopter hovers near the ground, respectively, the effect of the "air cushion" will decrease, especially after passing through the plane of rotation of the propeller, the air is thrown down and twisted in the direction of rotation of the propeller. Thus, the air expelled by the propeller forms a cone, which does not allow achieving a higher air density, and hence a 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 0,2R-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 N.F. et al. Helicopter Ka-26. M .: Transport, 1982, pp. 107-110) systems of coaxial rotors, used to create lift and to control the aircraft, implemented on helicopters Ka-26 , Ka-32. The bearing systems of coaxial helicopters have large dimensions in height, since in order to exclude the possibility of collision of the blades rotating in different directions of the upper and lower main rotor, they are spaced in height by an amount equal to 0.2R-radius of the propeller, that is, for the Ka- 26 with a rotor diameter of 13 m, the increase in overall size in height is 1.3 m, for the 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.Relatively large overall dimensions in height for helicopters with a coaxial carrier system in comparison with single-rotor helicopters of the same carrying capacity complicates their maintenance during operation, they require high premises - hangars, which is especially difficult when basing coaxial helicopters on a ship, moreover, a large size height leads to the need to dismantle the main gearbox when transporting a coaxial helicopter, followed by assembly, repeated test flights.

Наиболее близким аналогом разработанного технического решения можно признать (RU, патент 2715113, опубл. 25.02.2020) электрический привод соосных винтов вертолета, содержащий 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, отличающийся тем, что 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.The closest analogue of the developed technical solution can be recognized (RU, patent 2715113, publ. 02/25/2020) an electric drive of the helicopter coaxial propellers, containing a system of coaxially carrying upper and lower propellers installed with the ability to rotate in opposite directions, and a power source to which means of rotation of the rotor screws are connected, characterized in that 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 itself is fixed on the stator of the electric motor, made with the possibility of rotation and installed in a thrust bearing in the body of the aircraft, which houses a power source that supplies power to the electric motor through sliding contacts.

Недостатком известной системы следует признать невозможность ее применения для вертолетов большой грузоподъемности с большим диаметром несущих винтов, для привода которых требуется низкооборотистый электродвигатель, так как низкооборотистые электродвигатели имеют большую массу.The disadvantage of the known system is the impossibility of its use for helicopters with a large payload with a large diameter of the rotor, for the drive of which requires a low-speed electric motor, since low-speed electric motors have a large mass.

Техническая проблема, решаемая с использованием разработанной конструкции, состоит в расширении ассортимента приводов соосных винтов вертолета применительно к вертолетам большой грузоподъемности.The technical problem to be solved using the developed design is to expand the range of helicopter coaxial propeller drives as applied to heavy-duty helicopters.

Технический результат, достигаемый при реализации разработанной конструкции, состоит в возможности применения легкого высокооборотистого электродвигателя для привода несущих винтов вертолета, выполненного по соосной схеме.The technical result achieved by the implementation of the developed design consists in the possibility of using a light high-speed electric motor to drive the helicopter rotor, made according to the coaxial scheme.

Для достижения указанного технического результата предложено использовать электрический привод соосных винтов вертолета разработанной конструкции. Он содержит систему соосно несущих верхнего и нижнего винтов, установленных с возможностью вращения в противоположные стороны, электродвигатель, установленный с возможностью вращения винтов и подключенный к источнику электрического питания, причем верхний несущий винт закреплен на выходном валу верхнего планетарного редуктора, при этом солнечная шестерня указанного верхнего планетарного редуктора насажена на вал ротора электродвигателя, а нижний несущий винт закреплен на выходном валу нижнего планетарного редуктора, причем солнечная шестерня нижнего планетарного редуктора насажена на полый вал статора электродвигателя, 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 an electric drive of the helicopter coaxial propellers of the developed design. It contains a system of coaxially bearing upper and lower screws installed with the possibility of rotation in opposite directions, an electric motor installed with the ability to rotate the screws and connected to an electric power source, and the upper rotor is fixed on the output shaft of the upper planetary gearbox, while the sun gear of the specified upper of the planetary gearbox is mounted on the rotor shaft of the electric motor, and the lower rotor is fixed on the output shaft of the lower planetary gearbox, and the sun gear of the lower planetary gearbox is mounted on the hollow shaft of the stator of the electric motor, inside which the rotor shaft passes, and the hollow shaft itself is fixed on the stator of the electric motor, made with the possibility of rotation and installed in a thrust bearing in the body of the aircraft, in which the power source is located, which supplies power to the electric motor through sliding contacts,

В дальнейшем конструкция будет рассмотрена с использованием графического материала, при этом на фиг. 1 приведен вариант 1 конструкции привода, на фиг. 2 - вариант 2 конструкции привода, на фиг. 3 приведен горизонтальный разрез редуктора. На графическом материале использованы следующие обозначения использованы следующие обозначения: корпус 1 вертолета, источник 2 электроэнергии, скользящий токоприемник 3, токопровод 4, полый вал 5, ротор 6, статор 7, вал 8 ротора 6, верхний несущий винт 9, нижний несущий винт 10, подшипник 11, нижний планетарный редуктор 12, верхний планетарный редуктор 13, солнечная шестерня 14 редуктора 12(13), планетарная шестерня 15 редуктора 12(13), водило 16 редуктора 12(13), коронная шестерня 17 редуктора 12(13), проставка 18.In the following, the design will be discussed using the graphic material, while in Fig. 1 shows variant 1 of the drive design; FIG. 2 - variant 2 of the drive design; FIG. 3 shows a horizontal section of the gearbox. The following designations are used on the graphic material: helicopter body 1, power source 2, sliding pantograph 3, conductor 4, hollow shaft 5, rotor 6, stator 7, shaft 8 of rotor 6, upper rotor 9, lower rotor 10, bearing 11, lower planetary gear 12, upper planetary gear 13, sun gear 14 of gear 12 (13), planetary gear 15 of gear 12 (13), carrier 16 of gear 12 (13), ring gear 17 of gear 12 (13), spacer 18 ...

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 вертолета источника 2 электроэнергии через скользящие токоприемники 3 и токопроводы 4, расположенные в полом валу 5 на электродвигатель, состоящий из ротора 6 и статора 7, ротор 6 начинает вращаться вместе с валом ротора 8 и насаженным на него верхним планетарным редуктором 13, к которому раскреплен верхний несущий винт 9. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 7 вместе с полым валом 5 и насаженным на него нижним планетарным редуктором 12, на котором раскреплен нижний несущий винт 10, причем вращение нижнего винта происходит в противоположном направлении относительно верхнего винта. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 9 и нижнего несущего винта 10 подъемная сила через подшипник 11 передается на корпус 1. За счет понижения оборотов при передаче крутящего момента от солнечной шестерни 14 через планетарные шестерни 15 и водило 16 на коронную шестерню 17 обороты несущих винтов 9 и 10 меньше, чем обороты электродвигателя ротора 6 и статора 7.According to the first option (Fig. 1), the drive operates as follows. When electric current is supplied from the power source 2 located in the helicopter body 1 through sliding current collectors 3 and current conductors 4 located in the hollow shaft 5 to an electric motor consisting of a rotor 6 and a stator 7, the rotor 6 starts to rotate together with the rotor shaft 8 and mounted on it the upper planetary gearbox 13, to which the upper rotor 9 is fastened, this creates a reactive moment that spins the stator 7 together with the hollow shaft 5 and the lower planetary gearbox 12 mounted on it, on which the lower rotor 10 is fastened, and the rotation of the lower rotor occurs in the opposite direction to the top screw. The lifting force arising from the rotation of the upper main rotor 9 and the lower main rotor 10 is transmitted through the bearing 11 to the housing 1. Due to the decrease in revolutions during the transmission of torque from the sun gear 14 through the planetary gears 15 and the carrier 16 to the ring gear 17, the revolutions of the main screws 9 and 10 is less than the speed of the rotor 6 and stator motor 7.

По второму варианту (Фиг. 2) работа привода происходит следующим образом. При подаче электрического тока из расположенного в корпусе 1 вертолета источника 2 электроэнергии через скользящие токоприемники 3 и токопроводы 4, расположенные в полом валу 5 на электродвигатель, состоящий из ротора 6 и статора 7, ротор 6 начинает вращаться вместе с валом ротора 8 и насаженным на него верхним планетарным редуктором 13, к которому раскреплен верхний несущий винт 9. При этом создается реактивный момент, который раскручивает статор 7 вместе с полым валом 5 и насаженным на него нижним планетарным редуктором 12, на котором раскреплен нижний несущий винт 10, вращающийся в противоположном направлении относительно верхнего винта 9. Возникающая при вращении верхнего несущего винта 9 и нижнего несущего винта 10 подъемная сила через подшипник 11 передается на корпус 1. Проставка 18 жестко соединяет коронные шестерни нижнего планетарного редуктора 12 и верхнего планетарного редуктора 13, за счет чего коронные шестерни остаются неподвижными. За счет понижения оборотов при передаче крутящего момента от солнечной шестерни 14 через планетарные шестерни 15 и водило 17 на несущий винт обороты несущих винтов 9 и 10 меньше, чем обороты электродвигателя ротора 6 и статора 7.According to the second option (Fig. 2), the drive works as follows. When electric current is supplied from the power source 2 located in the helicopter body 1 through sliding current collectors 3 and current conductors 4 located in the hollow shaft 5 to an electric motor consisting of a rotor 6 and a stator 7, the rotor 6 starts to rotate together with the rotor shaft 8 and mounted on it the upper planetary gearbox 13, to which the upper rotor 9 is attached. This creates a reactive moment that spins the stator 7 together with the hollow shaft 5 and the lower planetary gearbox 12 mounted on it, on which the lower rotor 10 is fixed, rotating in the opposite direction relative to upper rotor 9. The lifting force arising from the rotation of the upper rotor 9 and the lower rotor 10 is transmitted through the bearing 11 to the housing 1. The spacer 18 rigidly connects the crown gears of the lower planetary gearbox 12 and the upper planetary gearbox 13, due to which the crown gears remain stationary. Due to a decrease in the revolutions during the transmission of torque from the sun gear 14 through the planetary gears 15 and the carrier 17 to the main rotor, the revolutions of the rotor 9 and 10 are less than the revolutions of the electric motor of the rotor 6 and stator 7.

Claims (1)

Электрический привод соосных винтов вертолета, содержащий систему соосно несущих верхнего и нижнего винтов, установленных с возможностью вращения в противоположные стороны, электродвигатель, установленный с возможностью вращения винтов и подключенный к источнику электрического питания, отличающийся тем, что верхний несущий винт закреплен на выходном валу верхнего планетарного редуктора, причем солнечная шестерня указанного верхнего планетарного редуктора насажена на вал ротора электродвигателя, а нижний несущий винт закреплен на выходном валу нижнего планетарного редуктора, причем солнечная шестерня нижнего планетарного редуктора насажена на полый вал статора электродвигателя, 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.An electric drive of the helicopter coaxial propellers, containing a system of coaxially carrying upper and lower propellers installed with the possibility of rotation in opposite directions, an electric motor installed with the possibility of rotation of the propellers and connected to an electric power source, characterized in that the upper rotor is fixed on the output shaft of the upper planetary gearbox, and the sun gear of the specified upper planetary gearbox is mounted on the rotor shaft of the electric motor, and the lower rotor is fixed on the output shaft of the lower planetary gearbox, and the sun gear of the lower planetary gearbox is mounted on the hollow shaft of the stator of the electric motor, inside which the rotor shaft passes, and the hollow shaft itself is fixed on the stator of the electric motor, made with the possibility of rotation and installed in the thrust bearing in the body of the aircraft, in which the power source is located, which supplies power to the electric motor through the sliding contacts.
RU2020128867A 2020-08-31 2020-08-31 Electric drive of helicopter coaxial screws RU2739753C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128867A RU2739753C1 (en) 2020-08-31 2020-08-31 Electric drive of helicopter coaxial screws

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128867A RU2739753C1 (en) 2020-08-31 2020-08-31 Electric drive of helicopter coaxial screws

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2739753C1 true RU2739753C1 (en) 2020-12-28

Family

ID=74106614

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020128867A RU2739753C1 (en) 2020-08-31 2020-08-31 Electric drive of helicopter coaxial screws

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2739753C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6460802B1 (en) * 2000-09-13 2002-10-08 Airscooter Corporation Helicopter propulsion and control system
RU2309874C1 (en) * 2006-07-11 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Климов" Coaxial helicopter reduction gearbox
RU2648502C2 (en) * 2012-05-21 2018-03-26 Пол Э. АРЛТОН Rotorcraft
CN210101985U (en) * 2019-06-01 2020-02-21 井文贵 Coaxial double-rotation multi-wing digital foldable rotor wing transmission mechanism
RU2715113C1 (en) * 2019-04-16 2020-02-25 Сергей Викторович Коровкин Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions)

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6460802B1 (en) * 2000-09-13 2002-10-08 Airscooter Corporation Helicopter propulsion and control system
RU2309874C1 (en) * 2006-07-11 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Климов" Coaxial helicopter reduction gearbox
RU2648502C2 (en) * 2012-05-21 2018-03-26 Пол Э. АРЛТОН Rotorcraft
RU2715113C1 (en) * 2019-04-16 2020-02-25 Сергей Викторович Коровкин Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions)
CN210101985U (en) * 2019-06-01 2020-02-21 井文贵 Coaxial double-rotation multi-wing digital foldable rotor wing transmission mechanism

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101483261B1 (en) Electrical powered tail rotor of a helicopter
JP4742390B2 (en) Electric motor built-in hub for rotary wing aircraft, and rotary wing aircraft using the same
US3448946A (en) Compound helicopter
EP3501983A1 (en) Anti-torque system for a helicopter and method for controlling an anti-torque system for a helicopter
US20200231275A1 (en) Dual rotor system
CN107672793B (en) Rotor wing device, aircraft and flight control method of aircraft
RU2715113C1 (en) Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions)
CN109515704B (en) Ducted plume rotorcraft based on cycloidal propeller technology
US20170190415A1 (en) Transmission for coaxial multi-rotor system
CN112810811B (en) Double-rotor unmanned aerial vehicle
CN102490897A (en) Multi-driving embedded rotor manned helicopter
US11708172B2 (en) Reactionless free-spinning motor with dual propellers
GB666491A (en) Improvements in or relating to aircraft
RU2739753C1 (en) Electric drive of helicopter coaxial screws
CN112441229A (en) Flapping rotor wing device with upward shaft wing capable of vertically running and downward horizontally running
CA2794077C (en) Electrical powered tail rotor of a helicopter
RU2733306C1 (en) Screw for aircraft capable of hovering
CN107215458B (en) Electric double coaxial tilting rotor craft
RU198450U1 (en) Highly ecological wingless short take-off and landing aircraft
CN108657449B (en) Power device of double-rotor aircraft
CN112407276A (en) Flapping rotor wing device capable of realizing upward half-rotation and downward horizontal operation
CN105620750A (en) Saucer type aircraft
CN113978714B (en) Tilting runner edge duct propulsion device for vertical take-off and landing high-speed aircraft
CN206466172U (en) A kind of tandem type derotation wing power set
CN111319756B (en) Public rotating oar