RU2742513C2

RU2742513C2 - Helicopter

Info

Publication number: RU2742513C2
Application number: RU2018147797A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Горшков
Original assignee: Александр Александрович Горшков
Priority date: 2018-12-29
Filing date: 2018-12-29
Publication date: 2021-02-08
Also published as: RU2018147797A; RU2018147797A3

Abstract

FIELD: aviation; helicopter carrying systems.

SUBSTANCE: helicopter contains a main rotor (hereinafter – MR) connected to the engine, a propeller bushing connected to the fuselage by means of a rod with hinges at the ends and six extensions of controlled length. The upper ends of these extensions are attached to the non-rotating base of the MR bushing at three points located along a triangle covering the hinge of the attachment of the specified rod. The lower ends of the extensions are similarly attached to the fuselage. The MR blades are fixed by hinges to the power ring that performs the function of the drive shaft, and the engine and gearbox are installed inside the specified power ring. The helicopter contains two steering propellers, with electric drives and guard rings, installed in the tail and bow parts of the fuselage.

EFFECT: ability to control a helicopter with a fixed blade pitch main rotor, improving reliability and safety of the helicopter.

3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к вертолетостроению и касается принципиальной схемы одновинтового вертолета.The invention relates to helicopter engineering and concerns a schematic diagram of a single-rotor helicopter.

Вертолет является пока единственным видом безаэродромного летательного аппарата, применяемого на транспорте и в военном деле. В пилотируемых аппаратах широкое применение получили схемы: одновинтовая, соосная и схема со скрещенными винтами. Недостатками сосной схемы являются- сложность конструкции трансмиссии и втулки несущего винта (далее НВ), повышенное аэродинамическое сопротивление втулки НВ, опасность схлестывания лопастей, а также попадание индуктивной струи от верхнего винта на нижний. Схема со скрещенными винтами также характеризуется сложностью механизма втулки, а также ограничением числа лопастей.The helicopter is so far the only type of aerodromeless aircraft used in transport and military affairs. In manned spacecraft, the following schemes are widely used: single-rotor, coaxial and crossed propeller. The disadvantages of the pine scheme are the complexity of the design of the transmission and the rotor hub (hereinafter referred to as HB), the increased aerodynamic resistance of the HB hub, the danger of blades colliding, as well as the ingress of an inductive jet from the upper rotor to the lower one. The crossed propeller design is also characterized by the complexity of the hub mechanism as well as the limitation of the number of blades.

Вышеуказанные недостатки заставляют во многих случаях отдавать предпочтение одновинтовой схеме, несмотря на то, что у нее также имеется по необходимости второй винт, называемый рулевым. Но рулевой винт имеет на порядок меньшую мощность по сравнению с НВ. В одновинтовой схеме мы имеем один большой винт и один маленький, что однозначно проще и дешевле, чем два больших НВ, которые мы имеем в других схемах вертолетов.The above disadvantages force in many cases to give preference to a single-rotor scheme, despite the fact that it also has, if necessary, a second propeller, called the steering one. But the tail rotor has an order of magnitude less power than the HB. In a single-rotor scheme, we have one large propeller and one small one, which is definitely simpler and cheaper than the two large NVs that we have in other helicopter schemes.

Классический одновинтовой вертолет содержит несущий винт с шарнирными лопастями и втулкой, снабженной механизмом изменения общего и циклического шага установки лопастей, а также содержит рулевой винт, установленный на хвостовой балке. Несущий винт соединен, посредством трансмиссии, с двигателем, неподвижно закрепленным на фюзеляже (см. например: ВОЛОДКО A.M. и др. «Вертолеты», М. Воениздат, 1992 г.).A classic single-rotor helicopter contains a main rotor with articulated blades and a hub equipped with a mechanism for changing the total and cyclic pitch of the blade installation, and also contains a tail rotor mounted on the tail boom. The main rotor is connected, by means of a transmission, with an engine fixed to the fuselage (see for example: VOLODKO A.M. et al. "Helicopters", M. Voenizdat, 1992).

Главным недостатком одновинтового вертолета является жесткое ограничение максимальной скорости полета, обусловленное снижением несущей способности отступающей лопасти и волновым кризисом обтекания наступающей лопасти, что образует «ножницы», в которых и зажата максимальная скорость полета, составляющая около 250 км/час. Причем и эта скорость достигается только за счет субзвуковой концевой окружной скорости лопастей. Такая концевая скорость лопастей обуславливает большие нагрузки в механизмах несущего винта, обуславливает повышенный шум винта и опасность его повреждений.The main disadvantage of a single-rotor helicopter is a severe limitation of the maximum flight speed due to a decrease in the bearing capacity of the retreating blade and a wave crisis of the flow around the advancing blade, which forms "scissors" in which the maximum flight speed is clamped, which is about 250 km / h. Moreover, this speed is achieved only due to the subsonic terminal peripheral speed of the blades. Such a terminal speed of the blades causes high loads in the rotor mechanisms, causes an increased noise of the propeller and the danger of its damage.

Цель изобретения состоит в снятии вышеуказанной связи между максимальной скоростью полета и концевой окружной скоростью вращения лопастей, что сделает возможным осуществлять полет со скоростью, соизмеримой с концевой окружной скоростью вращения лопастей. Практически это позволит, либо увеличить максимально возможную скорость полета, либо уменьшить концевую скорость вращения лопастей. В последнем случае снизится нагруженность механизмов, уменьшиться шум винта, вертолет станет более надежным и менее опасным аппаратом.The purpose of the invention is to remove the above connection between the maximum flight speed and the terminal peripheral speed of rotation of the blades, which will make it possible to fly at a speed comparable to the terminal peripheral speed of rotation of the blades. In practice, this will make it possible either to increase the maximum possible flight speed, or to decrease the terminal speed of rotation of the blades. In the latter case, the load on the mechanisms will decrease, the propeller noise will decrease, and the helicopter will become a more reliable and less dangerous apparatus.

Предлагается вертолет, содержащий соединенный с двигателем несущий винт с машущими лопастями. Цель изобретения достигается тем, что втулка винта соединена с фюзеляжем посредством стержня с шарнирами на концах, а также посредством шести растяжек управляемой длины. Причем верхние концы указанных растяжек присоединены к не вращающемуся основанию втулки НВ в трех точках, расположенных по треугольнику, охватывающему шарнир крепления указанного стержня, а нижние концы растяжек, аналогичным образом, прикреплены к фюзеляжу. Указанное закрепление позволяет за счет согласованного управляемого изменения длины растяжек производить изменение положения втулки НВ относительно фюзеляжа по четырем степеням свободы, а именно - по боковому и продольному смещениям и боковому и продольному наклонам оси втулки НВ. При этом появляется возможность оперативной перестройки весовой центровки летательного аппарата и снятия нагрузки с отступающей лопасти НВ вплоть до нуля. Т. о полет может производиться практически на одной стороне винта, которая в крейсерском режиме будет располагаться над фюзеляжем. При этом отступающая лопасть, выполняющая при этом холостой обратный ход будет располагаться в стороне от фюзеляжа. Имея малую воздушную скорость, она не будет оказывать сильного сопротивления. При этом также, за счет управления углами наклона втулки НВ, появляется возможность управлять полетом вертолета как по курсу, так и в боковом направлении. Автомат перекоса перестает быть необходимым.The proposed helicopter contains a rotor connected to the engine with flapping blades. The object of the invention is achieved in that the propeller hub is connected to the fuselage by means of a rod with hinges at the ends, as well as by means of six extension rods of controlled length. Moreover, the upper ends of these guy wires are attached to the non-rotating base of the HB bushing at three points located in a triangle, covering the hinge of the specified rod, and the lower ends of the guy wires are similarly attached to the fuselage. The specified fixing allows, due to the coordinated controlled change in the length of the guy wires, to change the position of the HB sleeve relative to the fuselage in four degrees of freedom, namely, along the lateral and longitudinal displacements and lateral and longitudinal tilts of the HB sleeve axis. At the same time, it becomes possible to quickly restructure the weight balance of the aircraft and remove the load from the retreating blade of the NV down to zero. Thus, the flight can be carried out practically on one side of the propeller, which in cruise mode will be located above the fuselage. In this case, the retreating blade, while performing an idle reverse motion, will be located away from the fuselage. Having a low airspeed, it will not offer much resistance. At the same time, due to the control of the angles of inclination of the HB sleeve, it becomes possible to control the flight of the helicopter both along the course and in the lateral direction. The swash plate is no longer necessary.

В частном варианте конструктивного выполнения предлагаемого вертолета лопасти НВ шарнирно закреплены на силовом кольце, выполняющем функцию приводного вала, а двигатель, например поршневой звездообразный, а также редуктор, установлены внутри указанного силового кольца. Такая компоновка становится возможной за счет устранения автомата перекоса. Это позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление вертолета.In a particular embodiment of the design of the proposed helicopter, the HB blades are pivotally attached to the power ring, which serves as a drive shaft, and the engine, for example a piston radial, as well as a gearbox, are installed inside the specified power ring. This arrangement is made possible by eliminating the swashplate. This makes it possible to reduce the aerodynamic drag of the helicopter.

В частном варианте выполнения предлагаемого вертолета предлагается применить два рулевых винта, с электроприводами и ограждающими кольцами, установленных в хвостовой и носовой частях фюзеляжа. При этом момент от двух винтов не сопровождается боковой силой и передается через указанную выше систему закрепления несущего винта, независимо от взаимного смещения рулевых винтов относительно НВ по высоте.In a private embodiment of the proposed helicopter, it is proposed to use two tail rotor, with electric drives and guard rings, installed in the tail and nose of the fuselage. In this case, the moment from the two propellers is not accompanied by a lateral force and is transmitted through the above-mentioned main rotor fastening system, regardless of the mutual displacement of the tail rotor screws relative to the HB in height.

Изобретение поясняется нижеследующим описанием примеров конструктивного выполнения и двумя фигурами.The invention is illustrated by the following description of constructive examples and two figures.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого вертолета. Вершины равносторонних штрихпунктирных треугольников на сечении А-А соответствуют проекциям точек прикрепления растяжек, проекция которых показана в виде шестиугольника.FIG. 1 shows a general view of the proposed helicopter. The vertices of the equilateral dash-dotted triangles on the section A-A correspond to the projections of the extension points attachment, the projection of which is shown in the form of a hexagon.

На фиг. 2 показан вид сзади в конфигурации, соответствующей крейсерскому режиму полета.FIG. 2 shows a rear view in a cruise configuration.

Предлагаемый вертолет содержит несущий винт 1. Винт выполнен многолопастным (например восьмилопастным), что необходимо для уменьшения пульсаций средней подъемной силы несущего винта на больших скоростях полета.The proposed helicopter contains a main rotor 1. The propeller is made multi-bladed (for example, eight-bladed), which is necessary to reduce the pulsations of the average lift of the main rotor at high flight speeds.

Втулка несущего винта содержит силовое кольцо 2 большого диаметра, на котором закреплены т.н.з. «вертикальные» шарниры 3 крепления лопастей, обеспечивающие маховые движения лопастей. Двигатель 4 (в данном случае поршневой звездообразный) вместе с многопоточным редуктором 5 цилиндрического зацепления помещается внутри силового кольца 2, будучи закреплен на не вращающемся основании 6 втулки НВ, и, вместе с парашютом 7, закрыт дискообразным обтекателем.The main rotor hub contains a large diameter power ring 2, on which the so-called. "Vertical" hinges 3 of the blade attachment, providing the swing motion of the blades. The engine 4 (in this case, a piston radial), together with a multi-flow reducer 5 of cylindrical gearing, is placed inside the power ring 2, being fixed on the non-rotating base 6 of the HB sleeve, and, together with the parachute 7, is closed by a disc-shaped fairing.

В рассматриваемом варианте исполнения лопасти НВ имеют постоянный угол установки (угол атаки). Управление тягой осуществляется изменением числа оборотов двигателя 4. Отсутствует и автомат перекоса.In the considered embodiment, the HB blades have a constant angle of installation (angle of attack). Traction control is carried out by changing the number of revolutions of the engine 4. There is no swashplate either.

Основание 6 втулки НВ соединено с фюзеляжем 8 посредством стержня 9 и шести растяжек 10 управляемой длины. Стержень 9 имеет обтекаемый профиль поперечного сечения и соединен с фюзеляжем 8 посредством карданного шарнира 11, а с основанием 6 втулки НВ - посредством шарового шарнира 12. Растяжки 10 прикреплены к основанию 6 втулки НВ в трех точках, образующих треугольник (см. сечение А - А на фиг. 1), охватывающий шарнир 12 стержня 9. Аналогичным образом по треугольнику распределены места прикрепления нижних концов растяжек 10 к поверхности фюзеляжа 8. Причем растяжки 10 прикреплены к каждой точке парами так, что образуется непрерывное зигзагообразное кольцо. При этом управляемое изменение длины растяжек 10 обеспечивается за счет шести электролебедок 13, установленных в фюзеляже и соединенных независимыми каналами управления с блоком 14 автоматического управления. Вход блока 14 соединен с органами ручного управления, выполняющими функцию задатчиков, выдающих сигнал о требуемом двухкоординатном положении и двум углам наклона втулки НВ.The base 6 of the HB sleeve is connected to the fuselage 8 by means of a rod 9 and six extension rods 10 of controlled length. The rod 9 has a streamlined cross-sectional profile and is connected to the fuselage 8 by means of a cardan joint 11, and to the base 6 of the HB sleeve - by means of a ball joint 12. Stretchers 10 are attached to the base 6 of the HB sleeve at three points forming a triangle (see section A - A in Fig. 1), covering the hinge 12 of the rod 9. Similarly, the points of attachment of the lower ends of the braces 10 to the surface of the fuselage 8 are distributed along the triangle. Moreover, the braces 10 are attached to each point in pairs so that a continuous zigzag ring is formed. In this case, a controlled change in the length of the guy wires 10 is provided by six electric winches 13 installed in the fuselage and connected by independent control channels with the automatic control unit 14. The input of the unit 14 is connected to the manual controls, which perform the function of the dials, giving a signal about the required two-coordinate position and two angles of inclination of the HB sleeve.

В носовой и хвостовой частях фюзеляжа 8 установлены рулевые винты 15 и 16, снабженные электроприводами 17 и ограждающими кольцами 18. Электропривод рулевых винтов позволяет сделать рулевые винты с постоянным шагом установки лопастей и осуществлять управление тягой за счет изменения частоты их вращения. В качестве источника электропитания применяется аккумулятор, подзаряжаемый генератором, установленным на двигателе 4. Указанным выполнением системы компенсации реактивного момента обеспечивается повышенная надежность ее функционирования - за счет упрощения конструкции рулевых винтов (постоянный шаг), дублирования их и устранения механической трансмиссии.In the nose and aft parts of the fuselage 8, tail rotor screws 15 and 16 are installed, equipped with electric drives 17 and guard rings 18. The electric drive of the tail rotor propellers makes it possible to make tail rotor blades with a constant pitch and control the thrust by changing the frequency of their rotation. A battery is used as a power source, recharged by a generator installed on the engine 4. The specified implementation of the reactive torque compensation system provides increased reliability of its operation - by simplifying the design of the tail screws (constant pitch), duplicating them and eliminating the mechanical transmission.

Функционирует вертолет предлагаемой схемы следующим образом. При вертикальном полете и висении втулка НВ располагается, как и обычно, симметрично над фюзеляжем. Управление вертолетом по крену и тангажу производится путем изменения наклона оси вращения НВ путем согласованного изменения длин растяжек 10 посредством блока управления 14, производящего пересчет положения органов ручного управления вертолета в соответствующие длины растяжек 10. Аналогичное (только без серводвигателей) управление применяется в автожирах, где также обычно отсутствует автомат перекоса. Управление общим шагом больше всего нужно для перевода в режим авторотации при аварийной посадке. Однако при современной тенденции к облегчению лопастей НВ не всегда удается осуществить подрыв винта для мягкой посадки, а большие удельные нагрузки на ометаемую площадь обуславливают высокую скорость снижения без двигателя. Так, что основным средством аварийного приземления остается парашют 7, рассчитанный на спасение всего аппарата. Его целесообразно дополнить тормозными двигателями твердого топлива для мягкой аварийной посадки.The helicopter of the proposed scheme operates as follows. During vertical flight and hovering, the HB hub is located, as usual, symmetrically above the fuselage. Roll and pitch control of the helicopter is performed by changing the inclination of the HB axis of rotation by coordinated change of the lengths of the guy lines 10 by means of the control unit 14, which recalculates the position of the manual controls of the helicopter into the corresponding lengths of the guy lines 10. Similar (only without servomotors) control is used in gyroplanes, where also there is usually no swashplate. Common pitch control is most needed for autorotation during an emergency landing. However, with the current trend towards lightening the NV blades, it is not always possible to undermine the propeller for a soft landing, and large specific loads on the swept area cause a high descent rate without an engine. So, parachute 7, designed to save the entire apparatus, remains the main means of emergency landing. It is advisable to supplement it with solid fuel braking motors for a soft emergency landing.

По мере набора горизонтальной скорости полета маховые движения лопастей будут нарастать, поддерживая баланс весовой нагрузки между наступающей и отступающей лопастями. При этом возникающая разность скоростей обтекания компенсируется разностью углов атаки обтекания, возникающей из за появления вертикальной составляющей скорости движения лопастей, как это имеет место при машущем полете птиц. Однако уже при сравнительно небольшой скорости полета будет достигнут критический угол атаки, т.е. несущая способность НВ будет исчерпана. Дальнейшее увеличение скорости полета в вертолете обычной одновинтовой схемы приведет к срывам обтекания лопастей и тряске. В рассматриваемом же вертолете есть возможность неограниченно снижать нагрузку на отступающую лопасть, производя оперативную поперечную перебалансировку, т.е. поперечное смещение втулки НВ в положение изображенное на фиг.2. При этом практически вся нагрузка может быть передана на наступающую лопасть, а отступающая лопасть будет совершать обратный холостой ход при скорости обтекания, близкой к нулю. Последнее произойдет, когда скорость полета достигнет величины окружной скорости вращения лопастей. Если принять окружную скорость вращения НВ на радиусе 0,7 равной 500 км/час, что примерно соответствует началу проявление кризисных явлений на концевых сечениях, то получим скорость полета также 500 км/час. При этом допустимо даже несколько превысить скорость полета до 600 км/час и более. При этом отступающая лопасть войдет в режим обратного обтекания со скоростью около 100 км/час. Это допустимо с точки зрения относительных потерь. Таким образом, максимальная скорость полета предлагаемого вертолета без всяких натяжек и ухищрений составит до 600 км/час и более (т.е. как у транспортных самолетов). Возможность дальнейшего увеличения скорости полета определяется только экономической целесообразностью с точки зрения удельного расхода топлива.As the horizontal flight speed increases, the flapping motion of the blades will increase, maintaining the balance of the weight load between the advancing and retreating blades. In this case, the arising difference in the flow velocities is compensated by the difference in the angles of attack of the flow arising from the appearance of the vertical component of the speed of the blades, as is the case with the flapping flight of birds. However, even at a relatively low flight speed, the critical angle of attack will be reached, i.e. the bearing capacity of the HB will be exhausted. A further increase in flight speed in a conventional single-rotor helicopter will lead to disruptions in the flow around the blades and shaking. In the considered helicopter, it is possible to unlimitedly reduce the load on the retreating blade, making operational transverse rebalancing, i.e. transverse displacement of the HB sleeve to the position shown in Fig. 2. In this case, almost all the load can be transferred to the advancing blade, and the retreating blade will perform reverse idling at a flow velocity close to zero. The latter will happen when the flight speed reaches the circumferential speed of rotation of the blades. If we take the circumferential speed of rotation of NV at a radius of 0.7 equal to 500 km / h, which roughly corresponds to the beginning of the manifestation of crisis phenomena at the end sections, then we obtain a flight speed of also 500 km / h. At the same time, it is permissible even to slightly exceed the flight speed of up to 600 km / h and more. In this case, the retreating blade will enter the reverse flow mode at a speed of about 100 km / h. This is acceptable in terms of relative losses. Thus, the maximum flight speed of the proposed helicopter, without any exaggeration and tweaks, will be up to 600 km / h and more (i.e., as in transport aircraft). The possibility of further increasing the flight speed is determined only by economic feasibility in terms of specific fuel consumption.

Жесткое управляемое позиционирование втулки НВ, производимое с помощью растяжек 10 управляемой длины и стержня 9, в принципе ничем не отличается от способа позиционирования инструмента в станках с так называемой параллельной кинематикой. Отличие состоит только в том, что вместо шести работающих на сжатие стержней применены гибкие растяжки и введен один центральный стержень, берущий на себя все случаи сжатия. Принцип работы такой системы состоит в следующем. Три точки однозначно определяют положение твердого тела (в данном случае основания 6 втулки НВ). Каждая из указанных трех точек, за счет двух, связанных с ней растяжек, имеет свободу перемещения по линии, близкой к радиальному направлению. А поскольку все три точки связаны между собой в жесткий треугольник, то такое совместное их движение невозможно. Т. о. осуществляется жесткое закрепление втулки НВ. на фюзеляже с возможностью передавать и все моменты, включая изгибающий момент подвески веса фюзеляжа в положении, изображенном на фиг. 2, а также реактивный момент от редуктора привода винта, компенсируемый двумя рулевыми винтами 15 и 16.Rigid controlled positioning of the HB sleeve, produced with the help of stretch rods 10 of controlled length and rod 9, is in principle no different from the method of positioning the tool in machines with the so-called parallel kinematics. The only difference is that instead of six rods working in compression, flexible braces are used and one central rod is introduced, which takes over all cases of compression. The principle of operation of such a system is as follows. Three points uniquely define the position of a solid body (in this case, the base 6 of the HB sleeve). Each of these three points, due to the two guy wires associated with it, has freedom of movement along a line close to the radial direction. And since all three points are interconnected in a rigid triangle, such a joint movement of them is impossible. T. about. the HB sleeve is rigidly fixed. on the fuselage with the ability to transmit all moments, including the bending moment of the suspension of the fuselage weight in the position shown in FIG. 2, as well as reactive torque from the rotor drive gearbox, compensated by two tail rotor screws 15 and 16.

Следует также заметить, что в данной системе связей имеется некоторая избыточность, создаваемая включением в кинематическую цепь стержня 9. В результате требуется некоторое согласование в управлении длиной растяжек 10. Это реализуется соответствующим алгоритмом работы блока управления 14.It should also be noted that in this system of links there is some redundancy created by the inclusion in the kinematic chain of the rod 9. As a result, some coordination is required in the control of the length of the guy wires 10. This is implemented by the corresponding algorithm of the control unit 14.

Применение двух рулевых винтов с электроприводом обусловлено главным образом трудностями отведения трансмиссии на рулевой винт от установленного во втулке НВ двигателя. Однако это дает и множество сопутствующих указанных выше преимуществ: 1) устраняется опасность задевания НВ за балку, 2) уменьшается масса конструкции вертолета из за устранения балки, 3) уменьшается аэродинамическое сопротивление, 4) упрощается конструкция рулевых винтов из за возможности выполнения их с жестко установленными лопастями, 5) повышается надежность работы рулевых винтов из за устранения трансмиссии, упрощения их конструкции и дублирования.The use of two electrically driven tail rotor screws is mainly due to the difficulties in retracting the transmission to the tail rotor from the engine installed in the HB hub. However, this also gives a lot of accompanying advantages indicated above: 1) the danger of the NV grazing on the beam is eliminated, 2) the mass of the helicopter structure is reduced due to the elimination of the beam, 3) the aerodynamic resistance is reduced, 4) the design of the tail rotor is simplified due to the possibility of performing them with rigidly installed blades, 5) increases the reliability of the tail rotor due to the elimination of the transmission, simplification of their design and duplication.

И наконец, возможность разместить поршневой двигатель внутри втулки в настоящее время доказывается приведенными ниже параметрами разработанного демонстрационного образца сверхлегкого звездообразного двухтактного авиационного ДВС, выполненного в соответствии с изобретением по Патенту РФ №2645369 (приоритет от 10.02.2015 г.).And finally, the possibility of placing a piston engine inside the bushing is currently proved by the following parameters of the developed demo sample of an ultralight radial two-stroke aircraft internal combustion engine, made in accordance with the invention under RF Patent No. 2645369 (priority dated 10.02.2015).

Рабочий объем - 900 см. куб.Working volume - 900 cm3.

Максимальная мощность - 61,5 квт при 6000 об/мин.Maximum power - 61.5 kW at 6000 rpm.

Масса конструкции - 12 кг.Construction weight - 12 kg.

Удельная масса конструкции - 0,195 кг/кВт.The specific weight of the structure is 0.195 kg / kW.

Габаритные размеры -358*358*262 мм.Overall dimensions -358 * 358 * 262 mm.

Расход бензина - 300 г/ кВт.час.Gasoline consumption - 300 g / kWh.

Расчетный моторесурс на макс, (взлетной) мощности - 30 часов.Estimated service life at max, (takeoff) power - 30 hours.

Расчетный моторесурс на половинной (крейсерской) мощности - 240 часов.Estimated service life at half (cruising) power - 240 hours.

Приведенные данные могут быть использованы для пересчета на другие мощности.The given data can be used for conversion to other capacities.

Claims

1. A helicopter containing a rotor with flapping blades connected to the engine, characterized in that the rotor hub is connected to the fuselage by means of a rod, with hinges at the ends, and also by means of six extension rods of controlled length, and the upper ends of these extension ropes are attached to a non-rotating base of the hub HB at three points located in a triangle enclosing the hinge of the specified rod, and the lower ends of the guy wires, in the same way, are attached to the fuselage.

2. The helicopter according to claim 1, characterized in that the NV blades are pivotally attached to the power ring, which acts as a drive shaft, and the engine and gearbox are installed inside the said power ring.

3. The helicopter according to claim 1, characterized in that it contains two tail rotor, with electric drives and guard rings, installed in the tail and nose of the fuselage.