RU2759228C1 - Helicopter heading position control device with coaxial propellers - Google Patents
Helicopter heading position control device with coaxial propellers Download PDFInfo
- Publication number
- RU2759228C1 RU2759228C1 RU2021109023A RU2021109023A RU2759228C1 RU 2759228 C1 RU2759228 C1 RU 2759228C1 RU 2021109023 A RU2021109023 A RU 2021109023A RU 2021109023 A RU2021109023 A RU 2021109023A RU 2759228 C1 RU2759228 C1 RU 2759228C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- helicopter
- motor
- stator
- possibility
- Prior art date
Links
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 11
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction 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)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к вертолетам с соосными винтами.The invention relates to the field of aviation technology, namely to helicopters with coaxial propellers.
В тексте заявки в дальнейшем использован термин «курсовое положение вертолета». В рамках данной заявки он означает управления курсовым положением вертолета (поворот вокруг вертикальной оси).In the text of the application, the term "helicopter heading position" is used hereinafter. Within the framework of this application, it means control of the heading position of the helicopter (rotation around the vertical axis).
Известен (Загордан A.M. «Элементарная теория вертолета», Военное издательство министерства обороны СССР, 1955 г.) способ управления курсовым положением вертолета (положение относительно вертикальной оси) при помощи рулевого винта, расположенного на хвостовой балке. Рулевой винт создает вращающий момент и разворачивает вертолет относительно вертикальной оси. Недостатком такого решения является увеличение габаритов и массы вертолета.Known (Zagordan A.M. "Elementary theory of a helicopter", Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1955) a method of controlling the course position of a helicopter (position relative to the vertical axis) using a tail rotor located on the tail boom. The tail rotor creates torque and turns the helicopter about the vertical axis. The disadvantage of this solution is the increased size and weight of the helicopter.
Известно RU, патент 2136543, опубл. 10.09.1999) устройство управления вертолетом, имеющим несущий винт и хвостовую балку, содержащее расположенную вдоль нее продольную щель управления циркуляцией воздушного потока, обтекающего хвостовую балку вертолета, и реактивный двигатель малой тяги системы управления, ориентированный по одной или обеим плоскостям заднего конца хвостовой балки. Устройство дополнительно снабжено первым каналом, проходящим вдоль хвостовой балки и ведущим к указанной щели управления циркуляцией, первым средством создания давления воздуха, предназначенным для создания первого воздушного потока, протекающего по вышеуказанному первому каналу при заданном давлении, вторым каналом, проходящим вдоль хвостовой балки и ведущим к реактивному двигателю системы управления, и вторым средством создания давления воздуха, предназначенным для создания второго воздушного потока, протекающего по указанному второму каналу под давлением, отличающимся от заданного давления первого воздушного потока.Known RU, patent 2136543, publ. 09/10/1999) a helicopter control device having a rotor and a tail boom, containing a longitudinal slot for controlling the circulation of the air flow around the tail boom of the helicopter, and a low-thrust jet engine of the control system, oriented along one or both planes of the rear end of the tail boom. The device is additionally equipped with a first channel running along the tail boom and leading to said circulation control slot, a first air pressure generating means designed to create a first air flow flowing through the above first channel at a given pressure, a second channel running along the tail boom and leading to the jet engine of the control system, and the second means for creating air pressure, designed to create a second air stream flowing through the specified second channel at a pressure different from the predetermined pressure of the first air stream.
Устройство не применимо для использования в конструкции вертолета с соосными винтами.The device is not applicable for use in a coaxial rotor helicopter.
Известна (SU, авторское свидетельство 1826423, опубл. 10.12.1995) система управления соосным вертолетом с системой курсового управления, включающей педали, гидроусилитель путевого управления с золотником, соединенным с проводкой путевого управления качалкой управления золотником, и с системой управления общим шагом, включающей рычаг общего шага, гидроусилитель общего шага с силовым штоком, соединенным посредством качалки силового штока с проводкой управления общим шагом, причем с целью улучшения эксплуатационных характеристик за счет ограничения сближения лопастей несущих винтов, система путевого управления снабжена рычагом, установленным жестко на качалке управления золотником гидроусилителя путевого управления, а система управления общим шагом снабжена ограничителем, жестко установленным на качалке силового штока гидроусилителя общего шага, при этом ограничитель выполнен профилированным с возможностью взаимодействия с рычагом системы путевого управления.Known (SU, Inventor's Certificate 1826423, publ. 10.12.1995) a control system for a coaxial helicopter with a course control system including pedals, a directional hydraulic booster with a spool connected to the directional control wiring of a spool control rocker, and with a common pitch control system including a lever a common pitch, a common pitch hydraulic booster with a power rod connected by means of a power rod rocker with a common pitch control wiring, and in order to improve performance by limiting the approach of the rotor blades, the directional control system is equipped with a lever mounted rigidly on the control rocker of the steering hydraulic booster valve , and the common pitch control system is equipped with a limiter rigidly mounted on the rocker of the power steering rod of the common-pitch hydraulic booster, while the limiter is profiled with the ability to interact with the lever of the directional control system.
Недостатком известной системы следует признать ее сложность и ненадежность.The disadvantage of the known system is its complexity and unreliability.
Наиболее близким аналогом разработанного технического решения можно (Суриков Н.Ф. и др. Вертолет Ка-26. М.: Транспорт, 1982, с. 107-110) считать систему соосных несущих винтов, служащих для создания подъемной силы и для управления летательным аппаратом, реализованные на вертолетах с соосными винтами Ка-26, Ка-32, имеющий автомат перекоса, изменяющий угол наклона лопастей несущих винтов при вращении и осуществляющий таким образом регулирование положения вертолета, в том числе курсовое регулирование (поворот вокруг вертикальной оси). Недостатком такого решения является сложность конструкции автомата перекоса соосных несущих винтов.The closest analogue of the developed technical solution can be considered (Surikov N.F. et al. Helicopter Ka-26. M .: Transport, 1982, pp. 107-110) to consider a system of coaxial rotors serving to create lift and control the aircraft , implemented on helicopters with coaxial propellers Ka-26, Ka-32, which has a swash plate that changes the angle of inclination of the rotor blades during rotation and thus regulates the position of the helicopter, including directional control (rotation around the vertical axis). The disadvantage of this solution is the complexity of the design of the swashplate of the coaxial rotor.
Техническая проблема, решаемая с использованием разработанной системы, состоит в расширении ассортимента способов регулирования курсового положения вертолета с соосными винтами.The technical problem solved using the developed system consists in expanding the range of methods for adjusting the heading position of a helicopter with coaxial propellers.
Технический результат, достигаемый при реализации разработанной системы, состоит в возможности применения отдельного электродвигателя для курсового регулирования вертолета, выполненного по соосной схеме.The technical result achieved by the implementation of the developed system consists in the possibility of using a separate electric motor for the directional control of the helicopter, made according to the coaxial scheme.
Для достижения указанного технического результата предложено использовать разработанное устройство управления курсовым положением вертолета. Разработанное устройство содержит систему соосных несущих верхнего и нижнего винтов, установленных с возможностью вращения в противоположные стороны на роторе и статоре тягового электродвигателя, источник электрического питания, к которому подключены средства вращения несущих винтов, при этом оно дополнительно содержит регулировочный электродвигатель, статор которого причем подключен с возможностью разрыва к источнику электрического питания, а также с возможностью разрыва на дополнительно веденный резистор, при этом вал нижнего несущего винта соединен с валом регулирующего электродвигателя, закрепленного на корпусе вертолета с возможностью передачи на корпус вертолета вращающего момента, направление которого противоположно направлению вращения нижнего несущего винта при подаче электропитания на регулирующий электродвигатель и вращающего момента, направление которого совпадает с вращением нижнего несущего винта при замыкании обмоток регулировочного электродвигателя на резистор, то есть работе регулировочного электродвигателя в режиме генератора.To achieve the specified technical result, it is proposed to use the developed control device for the directional position of the helicopter. The developed device contains a system of coaxial bearing upper and lower screws installed with the possibility of rotation in opposite directions on the rotor and stator of the traction motor, an electric power supply to which the means for rotating the rotor screws are connected, while it additionally contains an adjusting motor, the stator of which is connected with the possibility of rupture to the power source, and also with the possibility of rupture to an additionally introduced resistor, while the shaft of the lower rotor is connected to the shaft of the regulating electric motor fixed on the helicopter body with the possibility of transmitting to the helicopter body a torque, the direction of which is opposite to the direction of rotation of the lower rotor when power is supplied to the control motor and torque, the direction of which coincides with the rotation of the lower rotor when the windings of the control motor are closed to a resistor, that is operation of the adjusting motor in generator mode.
В дальнейшем конструкция устройства будет рассмотрена с использованием графического материала, при этом использованы следующие обозначения: корпус вертолета 1, источник электроэнергии 2, скользящие контакты 3, вал 4, ротор тягового электродвигателя 5, статор тягового электродвигателя 6, верхний несущий винт 7, нижний несущий винт 8, подшипник 9, ротор регулирующего электродвигателя 10, статор регулирующего электродвигателя 11, резистор 12.In the future, the design of the device will be considered using graphic material, with the following designations used: helicopter body 1,
Управление курсовым положением вертолета происходит следующим образом. При подаче электрического тока из расположенного в корпусе 1 источника электроэнергии 2 через скользящие контакты 3 на статор 6 тягового электродвигателя, ротор тягового электродвигателя 5 начинает вращаться вместе с верхним несущим винтом 7. При этом создается реактивный крутящий момент на статоре 6, который раскручивает в противоположном направлении статор 6 вместе с валом 4, нижним несущим винтом 8 и соединенным с ним ротором регулировочного электродвигателя 10.Helicopter heading position control is as follows. When electric current is supplied from a
При полете вертолета статор 6 постоянно подключен к источнику электропитания 2.During the flight of the helicopter, the
В случае, когда обмотки статора регулировочного электродвигателя 11 разомкнуты и отключены от источника электроэнергии 2 и резистора 12, то в обмотках статора регулировочного электродвигателя 11 электрический ток не протекает и магнитное поле не возникает, поэтому ротор регулировочного электродвигателя 10 свободно вращается вместе с валом 4, не передавая никакого вращающего момента на статор регулировочного электродвигателя 11 и соединенный с ним корпус 1.In the case when the stator windings of the adjusting motor 11 are open and disconnected from the
В случае, когда обмотки статора регулировочного электродвигателя 11 подключены к источнику электроэнергии 2 и отключены от резистора 12, то протекающий по обмоткам статора регулировочного электродвигателя 11 электрический ток создает магнитное поле, которое ускоряет вращение ротора регулировочного электродвигателя 10 вместе с валом 4 и нижним несущим винтом 8, при этом возникает реактивный момент, который закручивает статор регулировочного электродвигателя 11 и соединенный с ним корпус 1 вертолета в направлении, противоположном вращению ротора 10, вала 4 и нижнего несущего винта 8.In the case when the stator windings of the adjusting motor 11 are connected to the
Регулировочный электродвигатель подключают к источнику электропитания 2 тогда, когда надо развернуть корпус вертолета 1 в направлении, противоположном вращению вала 4 и нижнего винта 8.The adjusting motor is connected to the
В случае, когда обмотки статора регулировочного электродвигателя 11 отключены от источника электроэнергии 2, но замкнуты на резистор 12, то магнитное поле вращающегося ротора регулировочного электродвигателя 10 генерирует в обмотках статора регулирующего электродвигателя 11 электрический ток, который создает магнитное поле, тормозящее вращение ротора 10, вала 4 и нижнего несущего винта 8, при этом за счет взаимодействия магнитных полей статор регулировочного электродвигателя 11 и соединенный с ним корпус 1 закручивается в направлении, совпадающим с направлением вращения нижнего несущего винта 8.In the case when the stator windings of the adjusting motor 11 are disconnected from the
Регулировочный электродвигатель подключают к резистору 12 тогда, когда надо развернуть корпус вертолета в направлении, совпадающем с вращением вала 4 и нижнего винта 8.The adjusting motor is connected to the
Ток в обмотках статора 11 возникает только в случае, если они замкнуты. Резистор 12 представляет собой электрическое сопротивление, которое замыкает обмотки статора 11. Так как ротор 10 регулировочного электродвигателя постоянно вращается, то при замыкании обмоток статора 11 в обмотках начинает течь ток, который "гаситься" в резисторе, а статор 11 вместе с корпусом вертолета 1 закручивается в ту же сторону, что и ротор и вал 4.The current in the stator windings 11 occurs only if they are closed.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021109023A RU2759228C1 (en) | 2021-04-01 | 2021-04-01 | Helicopter heading position control device with coaxial propellers |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021109023A RU2759228C1 (en) | 2021-04-01 | 2021-04-01 | Helicopter heading position control device with coaxial propellers |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2759228C1 true RU2759228C1 (en) | 2021-11-11 |
Family
ID=78607114
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021109023A RU2759228C1 (en) | 2021-04-01 | 2021-04-01 | Helicopter heading position control device with coaxial propellers |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2759228C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2441809C2 (en) * | 2009-12-11 | 2012-02-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Method of control unmanned aircraft and unmanned aircraft complex |
EP3225541A1 (en) * | 2016-03-30 | 2017-10-04 | Lockheed Martin Corporation | Weight-shifting coaxial helicopter |
DE102016206551B4 (en) * | 2016-04-19 | 2018-03-22 | Andreas Knoop | aircraft |
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) |
-
2021
- 2021-04-01 RU RU2021109023A patent/RU2759228C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2441809C2 (en) * | 2009-12-11 | 2012-02-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Method of control unmanned aircraft and unmanned aircraft complex |
RU2648502C2 (en) * | 2012-05-21 | 2018-03-26 | Пол Э. АРЛТОН | Rotorcraft |
EP3225541A1 (en) * | 2016-03-30 | 2017-10-04 | Lockheed Martin Corporation | Weight-shifting coaxial helicopter |
DE102016206551B4 (en) * | 2016-04-19 | 2018-03-22 | Andreas Knoop | aircraft |
RU2715113C1 (en) * | 2019-04-16 | 2020-02-25 | Сергей Викторович Коровкин | Electric drive of helicopter coaxial rotors (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110155320B (en) | Anti-torque system for rotorcraft | |
US8777152B2 (en) | Method and an aircraft provided with a swiveling tail rotor | |
US8960592B1 (en) | VTOL propulsion for aircraft | |
US20180244367A1 (en) | Thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding | |
US20150191245A1 (en) | Helicopter with cross-flow fan | |
US10407163B2 (en) | Aircraft control system and method | |
RU2007111487A (en) | Rotorcraft | |
WO2019079688A1 (en) | Unmanned aerial vehicle and propulsion system for an unmanned aerial vehicle | |
CN102616376A (en) | Hybrid rotor | |
EP3584162B1 (en) | Propulsors and methods of directing a fluid stream in a propulsor | |
US8851415B1 (en) | Magnetic aerodynamic generation lift integrated flight technology with joint electric thrust | |
RU2629303C2 (en) | Flying apparatus engine calculating unit electric power supply and ventilation device | |
KR20130014453A (en) | Convertiplane | |
US20100150714A1 (en) | Fan, airfoil and vehicle propulsion systems | |
US20170253342A1 (en) | Asymmetry-proof multi-engine aircraft | |
US8845290B1 (en) | System and method for magnetically and aerodynamically optimized control of rotorhead | |
DE112013002003T5 (en) | Electric motor powered rotor drive for slow rotor wing aircraft | |
RU2759228C1 (en) | Helicopter heading position control device with coaxial propellers | |
KR101772223B1 (en) | Rotor Concealing Hybrid VTOL UAV | |
JP7201289B2 (en) | Rotorcraft with propulsion on rotating poles | |
Hepperle | Aspects of distributed propulsion-a view on regional aircraft | |
US20180134380A1 (en) | Model following control for torque and rotor speed | |
US7077358B1 (en) | Helicopter with torque-correcting thruster device | |
US20090171517A1 (en) | Shooshoo | |
CN109441659B (en) | Use method of injection spray pipe structure with adjustable gas direction |