RU2788013C1 - Apparatus for compensating the reactive torque of the main rotor of a helicopter - Google Patents
Apparatus for compensating the reactive torque of the main rotor of a helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2788013C1 RU2788013C1 RU2021132396A RU2021132396A RU2788013C1 RU 2788013 C1 RU2788013 C1 RU 2788013C1 RU 2021132396 A RU2021132396 A RU 2021132396A RU 2021132396 A RU2021132396 A RU 2021132396A RU 2788013 C1 RU2788013 C1 RU 2788013C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- rotor
- helicopter
- tail
- rotation
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 18
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 4
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000011068 load Methods 0.000 description 13
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 3
- 230000003068 static Effects 0.000 description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 230000000737 periodic Effects 0.000 description 2
- 241000283899 Gazella Species 0.000 description 1
- 230000005534 acoustic noise Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral Effects 0.000 description 1
- 230000003094 perturbing Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient Effects 0.000 description 1
- 238000004148 unit process Methods 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации в отрасли вертолетостроения, авиационной технике, а именно к устройствам компенсации реактивного момента несущего винта вертолета, к конструкциям рулевых винтов, служащих для компенсации реактивного момента несущего винта и путевого управления вертолетом.The invention relates to the field of aviation in the field of helicopter construction, aviation technology, namely to devices for compensating the reactive moment of the main rotor of a helicopter, to the designs of tail rotors used to compensate for the reactive moment of the main rotor and directional control of the helicopter.
Известно, что вертолеты содержат фюзеляж, несущий винт, установленный на верхней центральной части фюзеляжа, и рулевой хвостовой винт для компенсации крутящего момента, передаваемого от несущего винта к фюзеляжу.It is known that helicopters contain a fuselage, a main rotor mounted on the upper central part of the fuselage, and a tail rotor to compensate for the torque transmitted from the main rotor to the fuselage.
Среди вертолетов одновинтовой схемы с механическим приводом несущего винта наибольшее количество составляют аппараты с рулевым винтом в качестве средства обеспечения путевой балансировки и управления. Рулевой винт, имеющий поперечную ось, располагают на длинной хвостовой балке. Эту схему называют (классической), поскольку она нашла наибольшее применение на практике благодаря своим достоинствам.Among the single-rotor helicopters with a mechanical drive of the main rotor, the largest number are devices with a tail rotor as a means of providing directional balancing and control. The tail rotor having a transverse axis is placed on a long tail boom. This scheme is called (classical) because it has found the greatest application in practice due to its merits.
Известен рулевой винт вертолета, который имеет изменяемый шаг винта, лопасти которого одновременно изменяют шаг винта для корректировки положения хвостовой балки вертолета.Known tail rotor of a helicopter, which has a variable pitch propeller, the blades of which simultaneously change the pitch of the propeller to adjust the position of the tail boom of the helicopter.
В патентных документах США №2,387,617 и 2010/012309 описаны вертолеты с рулевым винтом, снабженными лопастями с фиксированным углом наклона и приводимыми во вращение электродвигателем. В патентном документе США №8,464,980 описано использование электродвигателя для вращения приводного вала рулевого винта. В патентном документе США №2009/0140095 описано использование электродвигателя для вращения рулевого винта вертолета. В патентном документе США №2013/0264412 описано использование электродвигателя для вращения приводного вала и использование регулирующих средств, функционально расположенных между электродвигателем и рулевым винтом и предназначенных для регулирования углов установки лопастей рулевого винта. Указанные регулирующие средства содержат блок памяти и вычислительный блок.US Pat. Nos. 2,387,617 and 2010/012309 describe helicopters with a tail rotor equipped with fixed angle blades and driven by an electric motor. US Pat. No. 8,464,980 describes the use of an electric motor to rotate a tail rotor drive shaft. US Pat. No. 2009/0140095 describes the use of an electric motor to rotate the tail rotor of a helicopter. US Pat. No. 2013/0264412 describes the use of an electric motor to rotate a drive shaft and the use of adjusting means operatively located between the electric motor and the tail rotor to adjust the pitch of the tail rotor blades. Said control means comprise a memory unit and a computing unit.
Вместе с тем, рулевой винт обладает рядом серьезных недостатков. В вертолете угол атаки рулевого винта меняется и меняется тяга всего диска ометаемого лопастями винта. При переходе через нулевой угол атаки импульс от тяги винта сдвигает хвостовую балку до того момента, пока не произойдет изменение угла атаки в другую сторону и не появится обратная тяга, сдвигающая хвостовую балку в другую сторону. При нулевом угле атаки лопастей рулевого винта диск винта превращается в поверхность на которую воздействует ветровая нагрузка, приводящая к сносу, повороту хвостовой балки, при неподвижной ручке управления в руках пилота.However, the tail screw has a number of serious drawbacks. In a helicopter, the angle of attack of the tail rotor changes and the thrust of the entire disk swept by the propeller blades changes. When passing through the zero angle of attack, the impulse from the propeller thrust shifts the tail boom until the moment when the angle of attack changes to the other side and a reverse thrust appears, shifting the tail boom to the other side. At a zero angle of attack of the tail rotor blades, the rotor disk turns into a surface on which the wind load acts, leading to drift, turning of the tail boom, with a fixed control stick in the pilot's hands.
Затраты мощности для парирования реактивного момента несущего винта составляют 8-11% мощности, потребной для вращения несущего винта на режиме висения. При разворотах на висении, особенно на статическом потолке, и режимах вертикального подъема затраты могут составлять 16-20% и более. При этом нижней границе диапазона соответствует меньшее значение нагрузки на диск рулевого винта, что приводит к росту его диаметра и значительному увеличению его массы.The power consumption for parrying the reactive torque of the main rotor is 8-11% of the power required to rotate the main rotor in hover mode. During hover turns, especially on a static ceiling, and vertical lift modes, the costs can be 16-20% or more. In this case, the lower limit of the range corresponds to a lower value of the load on the tail rotor disk, which leads to an increase in its diameter and a significant increase in its mass.
Как известно, рулевой винт является источником звуковых колебаний. Создаваемая рулевым винтом тяга мала по сравнению с аналогичной для несущего винта, однако частота создаваемых им колебаний выше. Человеческое ухо более восприимчиво к высокочастотным колебаниям. Поэтому уменьшение шума, создаваемого рулевым винтом, становится одной из главных задач при снижении общего уровня шума.As you know, the tail rotor is a source of sound vibrations. The thrust generated by the tail rotor is small compared to that of the main rotor, but the frequency of oscillations generated by it is higher. The human ear is more susceptible to high frequency vibrations. Therefore, reducing the noise generated by the tail rotor becomes one of the main tasks in reducing the overall noise level.
Недостатком аналогов является невозможность компенсации вектором тяги большой инерционности хвостовой части фюзеляжа вертолета с рулевым винтом. Вектор тяги рулевого винта вертолета всегда направлен в одну сторону или равен нулю, но в этот момент, когда происходит смена вектора тяги рулевого винта, хвостовая часть продолжает движение по инерции или дополнительно под действием реактивного момента несущего винта вертолета. И при смене вектора тяги рулевого винта сначала необходимо компенсировать инерционное движение хвостовой части, а уже потом остановить хвостовую часть в необходимом положении, что приводит опять к смене направления инерционного движения хвостовой части вертолета.The disadvantage of analogues is the impossibility of compensation by the thrust vector of the large inertia of the tail section of the tail fuselage of a helicopter with a tail rotor. The tail rotor thrust vector of the helicopter is always directed in one direction or equal to zero, but at this moment, when the tail rotor thrust vector changes, the tail section continues to move by inertia or additionally under the action of the reaction moment of the helicopter main rotor. And when changing the tail rotor thrust vector, it is first necessary to compensate for the inertial movement of the tail section, and only then stop the tail section in the required position, which again leads to a change in the direction of the inertial movement of the tail section of the helicopter.
Для более точного регулирования необходима частая смена направления вектора тяги рулевого винта, а когда хвостовая часть вертолета установлена в нужном положении, любое возмущающее воздействие, к примеру, такие как увеличение инерционного момента, порыв бокового ветра, наклон фюзеляжа вертолета, ее смещает, поскольку тяга рулевого винта мала, компенсирует только инерционный момент и направлена в одну сторону.For more accurate control, frequent changes in the direction of the tail rotor thrust vector are necessary, and when the tail of the helicopter is set in the desired position, any perturbing effect, for example, such as an increase in inertial moment, a gust of crosswind, the inclination of the helicopter fuselage, shifts it, since the steering thrust the screw is small, compensates only for the inertial moment and is directed in one direction.
Рулевой винт является источником периодических возбуждений, передаваемых на конструкцию. Нагружение рулевого винта отличается существенной нестационарностью воздействия внешних сил, что обусловлено влиянием периодических пульсаций вихревой пелены от несущего винта.The tail screw is a source of periodic excitations transmitted to the structure. The loading of the tail rotor is characterized by a significant non-stationarity of the impact of external forces, which is due to the influence of periodic pulsations of the vortex sheet from the main rotor.
В настоящее время не существует расчетных методов, способных с достаточной долей точности рассчитать условия нагружения рулевого винта. Все это уменьшает срок службы рулевого винта и элементов трансмиссии. При увеличении удельной нагрузки на несущий винт относительный размер рулевого винта увеличивается, что приводит к росту массы всей системы компенсации вращающего момента и удержания хвостовой балки в нужном направлении.Currently, there are no calculation methods capable of calculating the tail rotor loading conditions with a sufficient degree of accuracy. All this reduces the service life of the tail rotor and transmission elements. With an increase in the specific load on the main rotor, the relative size of the tail rotor increases, which leads to an increase in the mass of the entire system for compensating torque and holding the tail boom in the desired direction.
Рулевой винт обладает небольшим запасом по срыву, а ко всему прочему, работает на околосрывных режимах в условиях эксплуатации на предельных высотах с максимальной нагрузкой. Предельная скорость установившегося разворота на висении определяется параметрами нагружения рулевого винта. Увеличение заполнения рулевого винта (узнать) ведет к значительному росту нагрузки в системе управления. Рост окружной скорости приводит к существенному увеличению шума, создаваемого рулевым винтом.The tail rotor has a small margin for stall, and in addition, it works in near-stall modes in operating conditions at extreme heights with maximum load. The limiting speed of a steady hover turn is determined by the tail rotor loading parameters. An increase in the filling of the tail rotor (find out) leads to a significant increase in the load in the control system. The increase in peripheral speed leads to a significant increase in the noise generated by the tail rotor.
В статье Семенович А.Н. в журнале «Вертолетная индустрия» за апрель 2008 года «Попасть на вращение» впервые обнародованы увеличивающиеся потери одновинтовых вертолетов из-за случаев «непроизвольных, неуправляемых« левых вращений на режимах близких к висениям. Одновинтовой вертолет начинает неуправляемого вращаться влево только тогда, полная правая педаль не может остановить (парировать) это движение. В большинстве случаев это происходит из-за образования на хвостовом винте вихревого кольца по своей физике точно подобного вихревому кольцу (т.е. воздушному вихревому тору) на несущем винте, только в перпендикулярной по отношению к несущему винту плоскости. В этом случае, мощность, потребляемая хвостовым винтом, уходит на создание силы и момента против вращения фюзеляжа, как реакции на прилагаемые к нему усилия двигателей, а на вращение массы воздуха в кольцевом торе и поэтому ее не хватает собственно для путевого управления.In the article Semenovich A.N. Helicopter Industry magazine April 2008 "Get Spinning" for the first time disclosed the increasing losses of single-rotor helicopters due to cases of "involuntary, uncontrolled" left-hand rotations in modes close to hovering. A single-rotor helicopter begins to rotate uncontrollably to the left only if the full right pedal cannot stop (parry) this movement. In most cases, this is due to the formation of a vortex ring on the tail rotor in its physics exactly similar to the vortex ring (i.e., air vortex torus) on the main rotor, only in a plane perpendicular to the main rotor. In this case, the power consumed by the tail rotor goes to create a force and moment against the rotation of the fuselage, as a reaction to the forces of the engines applied to it, but to the rotation of the air mass in the annular torus, and therefore it is not enough for directional control itself.
На многих американских конструкциях конструктивно завалена плоскость вращения рулевого винта на весьма заметное число градусов, для предотвращения образования вихревого кольца на хвостовом рулевом винте вертолета.On many American designs, the plane of rotation of the tail rotor is structurally littered with a very noticeable number of degrees to prevent the formation of a vortex ring on the tail rotor of the helicopter.
На режиме обдувки справа или развороте влево для несущего винта левого вращения вертолет становится статически неустойчивым, так как потребный для равновесия шаг рулевого винта увеличивается, особенно для рулевого винта с движением нижней лопасти назад. При этом потребное значение угла установки лопастей рулевого винта может достигнуть предельных значений при большой боковой скорости. Такая особенность поведения рулевого винта обусловлена влиянием на рулевой винт вихревой пелены от несущего винта. При этом перемещения педалей путевого управления требуют увеличения угла установки рулевого винта, что является обратной реакцией по отношению к естественному уменьшению угла установки на этих режимах.In the blowing mode to the right or turning to the left for the left rotation main rotor, the helicopter becomes statically unstable, since the tail rotor pitch required for balance increases, especially for the tail rotor with the lower blade moving backwards. In this case, the required value of the angle of installation of the tail rotor blades can reach the limit values at high lateral speed. This feature of the behavior of the tail rotor is due to the influence of the vortex sheet from the main rotor on the tail rotor. At the same time, the movement of the directional control pedals requires an increase in the angle of installation of the tail rotor, which is the opposite reaction with respect to the natural decrease in the installation angle in these modes.
Влияние этого явления будет тем сильнее, чем больше нагрузка на несущий винт. Кроме того, подобная путевая неустойчивость проявляется в различной угловой скорости вертолета при развороте с постоянным положением педалей в зависимости от угла скольжения. В целом выполнение разворотов на висении в условиях ветра заметно усложняется по сравнению со штилем.The influence of this phenomenon will be the stronger, the greater the load on the main rotor. In addition, such directional instability manifests itself in a different angular velocity of the helicopter during a turn with a constant position of the pedals, depending on the slip angle. In general, hovering turns in wind conditions are noticeably more difficult compared to calm.
Существуют достаточно жесткие летные ограничения по угловой скорости разворота вертолета на висении, определяемой темпом отклонения педалей, а по существу - скоростью изменения шага рулевого винта, а также угловой скоростью рыскания. Они обусловлены неблагоприятным для динамической прочности и ресурса лопастей возрастанием нагружения рулевого винта. Развороты одновинтового вертолета на висении разрешается выполнять с угловой скоростью 10-20 градусов в секунду, причем большие цифры соответствуют вертолетам типа Ми-2. Для вертолета Ми-34 предельная скорость разворота составляет около 60 град/сек. Соответственно отклонения педалей в сторону разворота должны быть плавными, а при изменении направления вращения не следует допускать полного перемещения педалей быстрее, чем за 3 секунды.There are fairly strict flight restrictions on the angular rate of the helicopter's hover turn, which is determined by the rate of pedal deflection, and, in essence, by the rate of change in the pitch of the tail rotor, as well as the angular rate of yaw. They are caused by an increase in the load of the tail rotor, which is unfavorable for the dynamic strength and resource of the blades. Hover turns of a single-rotor helicopter are allowed to be performed at an angular velocity of 10-20 degrees per second, and large numbers correspond to Mi-2 type helicopters. For the Mi-34 helicopter, the turning speed limit is about 60 deg/sec. Accordingly, the deviation of the pedals in the direction of the turn should be smooth, and when changing the direction of rotation, one should not allow the full movement of the pedals faster than in 3 seconds.
Поэтому развороты в любую сторону на любой угол с предельно допустимой скоростью разрешены только при скорости приземного ветра не более 5 м/сек.Therefore, turns in any direction at any angle with the maximum allowable speed are allowed only at a surface wind speed of not more than 5 m/s.
Недостатком вертолета с рулевым винтом является также существенная зависимость балансировочного положения педалей путевого управления от режимов полета, а значит и положений рычагов управления общим и циклическим шагом. На переходных режимах полета это требует постоянных компенсирующих перемещений органами управления, в частности, педалей рулевого винта, что утомляет пилота. Перекрестные связи в различных каналах управления существенно усложняют управление.The disadvantage of a helicopter with a tail rotor is also a significant dependence of the balancing position of the directional control pedals on the flight modes, and hence the positions of the control levers of the general and cyclic pitch. In transient flight conditions, this requires constant compensating movements of the controls, in particular, the tail rotor pedals, which tires the pilot. Cross-links in different control channels significantly complicate control.
Исследования, проведенные армией США, показали, что рулевые винты являются причиной 10% инцидентов на вертолетах. Во время боевых действий во Вьетнаме армия США потеряла 256 вертолетов из-за выхода из строя рулевого винта при задевании за различные препятствия или поломке трансмиссионного вала. Кроме того, наличие рулевого винта повышает опасность для наземного персонала, уязвимость и массу конструкции, затрудняет обслуживание, уменьшает живучесть, осложняет продольную центровку и компоновку.US Army research has shown that tail rotors are responsible for 10% of helicopter incidents. During the fighting in Vietnam, the US Army lost 256 helicopters due to the failure of the tail rotor when it touches various obstacles or the transmission shaft breaks. In addition, the presence of a tail rotor increases the danger to ground personnel, the vulnerability and weight of the structure, makes maintenance difficult, reduces survivability, and complicates longitudinal centering and layout.
Известна так же система без хвостового винта по патенту US №4948068 (заменяющая хвостовой винт) - система типа NOTAR вертолета MD-600N заимствована с зарекомендовавшей себя системы вертолета MD-520N. Принцип работы системы NOTAR предельно простой. Она состоит из встроенного вентилятора, хвостовой балки с управляемой циркуляцией; створки управления вектором тяги и горизонтального стабилизатора с двумя управляемыми килями. Туннельный вентилятор в системе NOTAR имеет 13 лопаток изменяемого угла установки и привод от трансмиссии НВ через повышающий редуктор. Угол установки лопаток вентилятора управляется пилотом педалями. Вентилятор подает воздушный поток низкого давления в хвостовую балку, частично, образующий циркуляцию через щели в балке. Основной выдув через поворотную створку обеспечивает компенсацию крутящего момента и управление по курсу. Направленная циркуляция воздушного потока в хвостовой балке действует как вертикальная аэродинамическая поверхность, создающая подъемную силу, противодействующую крутящему моменту НВ при висении. Подъемная сила создается за счет НВ, направляющего воздушный поток на правую часть балки (компенсирующую крутящий момент благодаря воздуху, выходящему из щелей.). Вентилятор NOTAR обеспечивает выдув приблизительно постоянного расхода из щелей на всех режимах полета. Боковая сила парирования крутящего момента, создаваемая циркуляцией хвостовой балки, прямо пропорциональна крутящему моменту: при большом крутящем моменте от НВ подается больший объем воздушного потока, приводящий к увеличению парирующего эффекта. При меньшем крутящем моменте выдув невелик и хвостовая балка создает меньший парирующий эффект. Стабилизатор на MD-600N имеет фиксированный угол установки и расположен над хвостовой балкой, перед поворотной створкой. На каждом конце стабилизатора располагается вертикальный киль. Правый и левый киль соединены с педалями управления. Отклоняясь на угол примерно 30 градусов, кили обеспечивают управление курсом в прямолинейном полете. Они дополнительно разгружают поворотную створку в прямолинейном полете, что обеспечивает оптимальную управляемость.A system without a tail rotor is also known according to US patent No. 4948068 (replacing the tail rotor) - the NOTAR type system of the MD-600N helicopter is borrowed from the proven MD-520N helicopter system. The principle of operation of the NOTAR system is extremely simple. It consists of a built-in fan, tail boom with controlled circulation; thrust vector control flaps and a horizontal stabilizer with two steerable keels. The tunnel fan in the NOTAR system has 13 variable-angle blades and is driven by the HB transmission through a step-up gearbox. The angle of the fan blades is controlled by the pilot with pedals. The fan feeds a low-pressure air stream into the tail boom, partly circulating through slots in the boom. The main blowout through the pivoting sash provides torque compensation and yaw control. The directional circulation of the airflow in the tailboom acts as a vertical airfoil, creating lift that counteracts the HB torque while hovering. The lifting force is created by the HB directing the air flow to the right side of the beam (compensating the torque due to the air coming out of the slots.). The NOTAR fan blows an approximately constant flow rate out of the slots in all flight modes. The lateral torque parrying force created by the tail boom circulation is directly proportional to the torque: with a large torque, a larger amount of air flow is supplied from the HB, leading to an increase in the parrying effect. With less torque, the blowout is small and the tail boom creates a smaller parrying effect. The stabilizer on the MD-600N has a fixed installation angle and is located above the tail boom, in front of the swing gate. At each end of the stabilizer is a vertical keel. The right and left keels are connected to the control pedals. Deviating at an angle of approximately 30 degrees, the keels provide heading control in straight flight. They additionally relieve the swing sash in a straight flight, which ensures optimum controllability.
Поворотная створка располагается в задней части хвостовой балки и состоит из внешнего цилиндра с вырезанным сектором, вращающегося вокруг внутреннего цилиндра. Внутренний цилиндр имеет фиксированные лопатки, при совпадении с которыми вырезанный сектор внешнего цилиндра регулирует объем и направление выдува воздушного потока из балки. Изменяемый суммарный вектор тяги от струй выдува создает дополнительный парирующий эффект и управление курсом.The swing flap is located at the rear of the tail boom and consists of an outer cylinder with a cut-out sector that rotates around the inner cylinder. The inner cylinder has fixed blades, in coincidence with which the cut out sector of the outer cylinder controls the volume and direction of blowing the air flow from the beam. The variable total thrust vector from the blowing jets creates an additional parrying effect and heading control.
При этом крутящий момент компенсируется 80% хвостовой балкой с щелями и 20% хвостовой «бочкой». Основным преимуществом данной системы является отсутствие хвостового рулевого винта и как следствие низкий акустический шум.In this case, the torque is compensated by 80% of the tail boom with slots and 20% of the tail "barrel". The main advantage of this system is the absence of a tail rotor and, as a result, low acoustic noise.
Недостатком является то, что увеличивается потребная мощность для привода вентилятора и преодоление потерь при выдуве и распределении потока воздуха. При низкой скорости полета вертолет становится очень чувствительным по курсовым углам из-за снижения эффективности работы килей, при боковом ветре с углов в 80…190 градусов. Результаты расчетных и экспериментальных данных, полученных на летающей лаборатории, на базе вертолета Ка-26, изложенные в докладе С.В. Михеева и Э.А. Петросяна на конференции ЦАГИ в 1987 г., показали высокую энергозатратность работы струйного устройства порядка 2-25% от мощности двигателей на основных режимах полета. Кроме того, в ходе летных исследований выявились проблемы, обусловленные нестабильностью характеристик суперциркуляционного обтекания хвостовой балки и как следствие - недостаточности управляемости вертолета.The disadvantage is that the power required to drive the fan increases and to overcome losses during blowing and distribution of the air flow. At a low flight speed, the helicopter becomes very sensitive to heading angles due to a decrease in the efficiency of the keels, with a crosswind from angles of 80 ... 190 degrees. The results of the calculated and experimental data obtained in a flying laboratory based on the Ka-26 helicopter, presented in the report by S.V. Mikheeva and E.A. Petrosyan at the TsAGI conference in 1987, showed the high energy consumption of the jet device, about 2-25% of the engine power in the main flight modes. In addition, in the course of flight research, problems were identified due to the instability of the characteristics of the supercirculation flow around the tail boom and, as a result, the lack of controllability of the helicopter.
Основной недостаток системы NOTAR - он боится пыли. Подвижные части соплового аппарата могут заедать. Это ограничивает использование вертолета в пустынях и на площадках с высокой растительностью и кустарниками.The main disadvantage of the NOTAR system is that it is afraid of dust. The moving parts of the nozzle apparatus may jam. This limits the use of the helicopter in deserts and areas with high vegetation and shrubs.
Среди получивших распространение систем обеспечения путевой балансировки и управления применяются винт в кольце (или фенестрон). Фенестрон представляет собой винт в профилированном кольцевом канале с поперечной осью. На режиме висения реакция вертолета на дачу педалей становится несимметричной, однако это малозаметно. Впервые применен на вертолете французского производства SA-341 "Gazelle", совершившем первый полет в апреле 1968 года.Among the widely used systems for providing track balancing and control, a screw in a ring (or fenestron) is used. Fenestron is a screw in a profiled annular channel with a transverse axis. In the hover mode, the reaction of the helicopter to the dacha of the pedals becomes asymmetrical, but this is hardly noticeable. It was first used on a French-made SA-341 "Gazelle" helicopter, which made its first flight in April 1968.
Известен рулевой винт вертолета, установленный в туннеле по патенту RU 2538497 С1, заявка 2013153401/11 от 03.12.2013. Рулевой винт создает силу тяги, необходимую для компенсации крутящего момента несущего винта и путевого управления вертолетом.Known tail rotor of a helicopter installed in the tunnel according to the patent RU 2538497 C1, application 2013153401/11 dated 03.12.2013. The tail rotor creates the thrust required to compensate for the main rotor torque and directional control of the helicopter.
Рулевой винт вертолета установленный в туннеле, который имеет профилированную входную, цилиндрическую и выходную части, состоящий из статора, внутри которого закреплен редуктор с входным валом и выходным валом, на котором установлена втулка с закрепленными на ней лопастями, неподвижных лопаток спрямляющего аппарата, установленных наклонно к поверхности туннеля и закрепленных одним концом на поверхности цилиндрической части туннеля, а другим на статоре, содержит двенадцать лопастей, установленных в два ряда, таким образом, что второй ряд лопастей расположен в цилиндрической части туннеля на определенном расстоянии от первого ряда, с определенными угловые расстояния между ближайщими лопастями. Опоры лопаток спрямляющего аппарата на цилиндрической поверхности туннеля расположены симметрично относительно оси входного вала, а крепление каждой из лопаток к статору смещено по отношению крепления той же лопатки к поверхности туннеля в направлении по часовой стрелке со стороны профилированной входной части туннеля. Этим достигается снижение шума от рулевого винта.The tail rotor of the helicopter is installed in the tunnel, which has a profiled inlet, cylindrical and outlet parts, consisting of a stator, inside which is fixed a gearbox with an input shaft and an output shaft, on which a bushing is installed with blades fixed to it, fixed straightening vanes mounted obliquely to surface of the tunnel and fixed at one end on the surface of the cylindrical part of the tunnel, and the other on the stator, contains twelve blades installed in two rows, so that the second row of blades is located in the cylindrical part of the tunnel at a certain distance from the first row, with certain angular distances between the nearest blades. The guide vane supports on the cylindrical surface of the tunnel are located symmetrically relative to the axis of the input shaft, and the fastening of each of the blades to the stator is offset relative to the fastening of the same blade to the tunnel surface in a clockwise direction from the side of the profiled inlet part of the tunnel. This achieves a reduction in noise from the tail rotor.
Подобная система имеет высокую чувствительность к величине зазора между концами лопастей и внутренней поверхностью туннеля. С увеличением зазора резко падает коэффициент полезного действия устройства. Данное устройство имеет более высокий уровень шума по сравнению с классическим рулевым винтом. Одна из причин этого заключается во взаимодействии лопастей винта с внутренней поверхностью туннеля устройства. Это взаимодействие приводит к возникновению переменного давления на стенках туннеля. Эта же причина приводит к появлению дополнительных по сравнению с классическим рулевым винтом вибраций на фюзеляже. Центробежные силы вращающихся лопастей неуравновешены. Суммарная, вращающаяся вместе с лопастями, неуравновешенная центробежная сила передается на хвостовую часть вертолета.Such a system has a high sensitivity to the size of the gap between the ends of the blades and the inner surface of the tunnel. With an increase in the gap, the efficiency of the device drops sharply. This device has a higher noise level compared to the classic tail rotor. One of the reasons for this is the interaction of the propeller blades with the inner surface of the tunnel of the device. This interaction leads to the appearance of a variable pressure on the walls of the tunnel. The same reason leads to the appearance of additional vibrations on the fuselage compared to the classic tail rotor. The centrifugal forces of the rotating blades are unbalanced. The total, rotating with the blades, unbalanced centrifugal force is transmitted to the tail section of the helicopter.
Таким образом, в данной отрасли существует необходимость в рулевом винте вертолета, характеризующееся высокой эффективностью, поскольку необходима максимизация, насколько это возможно, точности и воспроизводимости регулирования углов установки лопастей для улучшения управления рулевым винтом, и маневренности вертолета в целом.Thus, there is a need in the industry for a high performance helicopter tail rotor because it is necessary to maximize, as far as possible, the accuracy and reproducibility of the blade pitch control to improve the control of the tail rotor and the maneuverability of the helicopter as a whole.
В качестве прототипа выбрано «Устройство компенсации реактивного момента несущего винта вертолета», описанное в патенте RU 2263609 С1 (заявка 2004109707/11, 01.04.2004).As a prototype, the "Helicopter rotor torque compensation device" described in patent RU 2263609 C1 (application 2004109707/11, 01.04.2004) was selected.
Устройство содержит винт с несколькими лопастями, установленными в туннеле хвостового киля вертолета, привод и систему управления лопастями винта. На концы лопастей установлено кольцо, соединенное с ними с возможностью радиального перемещения кольца относительно лопастей и изменения угла установки лопастей. Для обеспечения плавности течения воздуха в туннеле, контур кольца профилирован соответствующим образом.The device comprises a propeller with several blades installed in the tail keel tunnel of the helicopter, a drive and a propeller blade control system. A ring is installed on the ends of the blades, connected to them with the possibility of radial movement of the ring relative to the blades and changing the angle of installation of the blades. To ensure smooth air flow in the tunnel, the contour of the ring is profiled accordingly.
К основным недостаткам подобной системы следует отнести:The main disadvantages of such a system include:
- сложность конструкции и обслуживания, большую массу;- complexity of design and maintenance, large mass;
- на режиме висения потребная мощность составляет не менее 12.5% от мощности, потребной для привода несущего винта. При разворотах на висении, особенно на статическом потолке, и режимах вертикального подъема затраты могут составлять 16-20% и более;- in hover mode, the required power is at least 12.5% of the power required to drive the main rotor. During hover turns, especially on a static ceiling, and vertical lift modes, the costs can be 16-20% or more;
- при увеличении нагрузки на несущий винт значительно увеличивается размер фенестрона. Следовательно, применение фенестрона эффективно на легких и средних вертолетах массой до 5 тонн. А на малых скоростях полета фенестрон уступает рулевому винту по энергетическому совершенству, что уменьшает статический потолок и вертикальную скороподъемность вертолета;- with an increase in the load on the main rotor, the size of the fenestron increases significantly. Therefore, the use of fenestron is effective on light and medium helicopters weighing up to 5 tons. And at low flight speeds, the fenestron is inferior to the tail rotor in terms of energy perfection, which reduces the static ceiling and the vertical rate of climb of the helicopter;
- невозможность компенсации вектором тяги большой инерционности хвостовой части фюзеляжа вертолета.- the impossibility of compensation by the thrust vector of the large inertia of the rear fuselage of the helicopter.
Целью данного изобретения является создание устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета, выполненного с удовлетворением требования иметь вектор тяги устройства компенсации направленный в противоположные стороны. Предлагаемое устройство имеет постоянный вектор тяги для компенсация реактивного момента от несущего винта, а поддержание заданного положения хвостовой части фюзеляжа вертолета обеспечивается соотношением противоположно-направленных векторов тяги от устройства компенсации реактивного момента. В направлении компенсации реактивного момента несущего винта вектор тяги имеет запас и превосходит вектор тяги устройства в противоположном направлении, что позволяет обеспечивать путевую управляемость.The purpose of this invention is to provide a device for compensating the reactive torque of the main rotor of a helicopter, made to meet the requirement to have the thrust vector of the compensation device directed in opposite directions. The proposed device has a constant thrust vector for compensation of the jet moment from the main rotor, and maintaining a given position of the tail section of the helicopter's fuselage is provided by the ratio of oppositely directed thrust vectors from the jet moment compensator. In the direction of compensation of the reactive torque of the main rotor, the thrust vector has a margin and exceeds the thrust vector of the device in the opposite direction, which allows for directional controllability.
Технической задачей предлагаемого изобретения является увеличение управляемости вертолета, обеспечение надежной компенсации реактивного момента несущего винта вертолета, уменьшение энергетических затрат на привод устройства компенсации, увеличение коэффициента полезного действия, снижение нагрузки на устройство компенсации, эффективное управление заполнением плоскости диска хвостового винта для создания вектора тяги устройства компенсации реактивного момента несущего винта, снижение скорости вращения лопастей хвостового винта устройства компенсации реактивного момента, снижение уровня шума, уменьшение вибраций и увеличение ресурса устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.The technical objective of the invention is to increase the controllability of the helicopter, to ensure reliable compensation of the jet moment of the main rotor of the helicopter, to reduce the energy costs for the drive of the compensation device, to increase the efficiency, to reduce the load on the compensation device, to effectively control the filling of the tail rotor disk plane to create the thrust vector of the compensation device. reactive moment of the main rotor, reduction of the speed of rotation of the tail rotor blades of the reactive moment compensation device, noise reduction, reduction of vibrations and increase in the service life of the helicopter main rotor reaction moment compensation device.
Технический результат изобретения достигается тем, что известное устройство, компенсации содержащее винт с несколькими лопастями, установленный в туннеле киля, привод и систему управления винта. Диск вращения винта разделен на две зоны. Внутренний диск винта с лопастями, снабженный установленным на концы лопастей внутренним профилированным кольцом, с возможностью изменения угла установки лопастей и внешний диск винта с лопастями, которые снабжены внешним профилированным кольцом. Во внутреннем диске винта оси вращения лопастей закреплены во втулке винта и во внутреннем профилированном кольце, а во внешнем диске винта оси вращения закреплены на внешней стороне внутреннего профилированного кольца, а законцовки лопастей закреплены во внешнем профилированном кольце с возможностью вращения. При этом получается, что каждая лопасть винта устройства компенсации функционально разделена на две части, имеющие разные соосные оси вращения, и при этом комлевая часть лопасти расположена между втулкой винта и внутренней стороной профилированного кольца, с внешней стороны которого расположены хвостовые части лопасти винта устройства компенсации, оси вращения которых проходят через внутреннее профилированное кольцо и лопасти внутреннего диска винта. Законцовка лопастей винта во внешнем диске закреплена во внешнем профилированном кольце с возможностью вращения для изменения угла установки лопастей.The technical result of the invention is achieved by the fact that a well-known compensation device containing a screw with several blades installed in the keel tunnel, a drive and a screw control system. The screw rotation disk is divided into two zones. The inner disk of the propeller with blades, equipped with an internal profiled ring installed on the ends of the blades, with the possibility of changing the angle of installation of the blades, and the outer disk of the propeller with blades, which are equipped with an external profiled ring. In the inner disk of the propeller, the axes of rotation of the blades are fixed in the screw hub and in the inner profiled ring, and in the outer disk of the screw, the axes of rotation are fixed on the outer side of the inner profiled ring, and the tips of the blades are fixed in the outer profiled ring with the possibility of rotation. In this case, it turns out that each blade of the compensation device screw is functionally divided into two parts having different coaxial axes of rotation, and at the same time, the butt part of the blade is located between the screw hub and the inner side of the profiled ring, on the outside of which the tail parts of the compensation device screw blade are located, the axes of rotation of which pass through the inner profiled ring and the blades of the inner disk of the propeller. The tip of the propeller blades in the outer disk is fixed in the outer profiled ring with the possibility of rotation to change the angle of the blades.
Внешняя поверхность второго внешнего профилированного кольца, вращается в профилированном канале туннеля киля. Комлевые части лопастей, которые закреплены на втулке винта устройства компенсации, имеют возможность вращения и управляются электронно-управляемым механизмом изменения угла установки лопастей. Хвостовые части лопастей, расположенные во внешнем диске винта, между профилированным кольцом и внешним профилированным кольцом, имеют оси вращения, соосные и проходящие через оси вращения комлевых частей лопастей, с возможностью вращения и управляются другим электронно-управляемым механизмом изменения угла установки лопастей.The outer surface of the second outer profiled ring rotates in the profiled channel of the keel tunnel. Butt parts of the blades, which are fixed on the screw hub of the compensation device, are rotatable and controlled by an electronically controlled mechanism for changing the angle of the blades. The tail parts of the blades, located in the outer disk of the propeller, between the profiled ring and the outer profiled ring, have rotation axes coaxial and passing through the rotation axes of the butt parts of the blades, with the possibility of rotation and are controlled by another electronically controlled mechanism for changing the angle of the blades.
В предлагаемом техническом решении, управление от разных механизмов изменения шага позволяет создавать вектор тяги различной величины и направления на внутреннем диске внутри профилированного кольца и на внешнем диске винта, располагающемся между профилированным кольцом и внешним профилированным кольцом. При этом комлевая часть лопасти внутри первого кольца будет по длине лопасти и по площади больше хвостовой части лопасти из-за меньшей скорости вращения.In the proposed technical solution, control from different pitch change mechanisms allows you to create a thrust vector of various sizes and directions on the inner disk inside the profiled ring and on the outer disk of the screw located between the profiled ring and the outer profiled ring. In this case, the butt part of the blade inside the first ring will be along the length of the blade and larger in area than the tail part of the blade due to the lower rotation speed.
Величина вектора тяги для компенсации реактивного момента несущего винта меняется в зависимости от скорости вращения несущего винта. Для обеспечения путевого управления и улучшения управляемости, вектора тяги частей диска винта могут складываться и иметь одинаковую величину или разную в зависимости от угла установки лопастей. Наличие профилированных колец обеспечивает конструктивную прочность за счет равномерного перераспределения нагрузки на все оси вращения, предотвращает срыв потока с хвостовой законцовки части лопастей, что обеспечивает снижение шума и предотвращает вихреобразование на законцовках лопастей.The magnitude of the thrust vector to compensate for the reactive moment of the main rotor varies depending on the speed of rotation of the main rotor. To provide directional control and improve controllability, the thrust vectors of the parts of the propeller disk can be added and have the same value or different depending on the angle of the blades. The presence of profiled rings provides structural strength due to the uniform redistribution of the load on all axes of rotation, prevents flow separation from the tail tip of the blades, which reduces noise and prevents vortex formation at the tips of the blades.
Для снижения шума и повышения эффективности количество лопастей во внутреннем диске винта устройства компенсации и внешнем может быть различным. Во внутреннем диске лопасти вращаются медленнее, а во внешнем с большей скоростью, что позволяет, при разных углах атаки лопастей добиваться равенства величины вектора тяги в зонах диска винта устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета. В этом случае оси лопастей во внешнем диске могут не проходить через оси вращения лопастей во внутреннем диске из-за разного их количества.To reduce noise and increase efficiency, the number of blades in the inner disk of the propeller of the compensation device and the outer one can be different. In the inner disk, the blades rotate more slowly, and in the outer disk at a higher speed, which makes it possible, at different angles of attack of the blades, to achieve equality of the thrust vector in the areas of the rotor disk of the device for compensating the reactive torque of the main rotor of the helicopter. In this case, the axes of the blades in the outer disk may not pass through the axes of rotation of the blades in the inner disk due to their different numbers.
Оси вращения лопастей могут быть не параллельны передним и задним кромкам, а по диагонали: от передней кромки к задней, что позволяет формировать воздушный поток в виде конуса. От внутреннего и внешнего диска винта он формируется с вершиной конуса на оси втулки винта, но с разных сторон при разнонаправленном векторе тяги.The axes of rotation of the blades may not be parallel to the leading and trailing edges, but diagonally: from the leading edge to the trailing edge, which makes it possible to form an air flow in the form of a cone. From the inner and outer disk of the propeller, it is formed with the top of the cone on the axis of the propeller hub, but from different sides with a multidirectional thrust vector.
Для управления электронно-управляемыми механизмами изменения шага лопастей винта устройства присутствует блок автоматического управления, который воспринимает сигналы: с одной стороны от педалей и ручки управления в кабине пилота, а с другой стороны от датчиков скорости движения хвостовой балки всего вертолета относительно оси вращения несущего винта, скорости вращения несущего винта, и от датчиков скорости вращения лопастей винта устройства компенсации реактивного момента, от датчиков положения угла установки лопастей во внешнем и внутреннем диске устройства компенсации.To control the electronically controlled mechanisms for changing the pitch of the propeller blades of the device, there is an automatic control unit that receives signals: on the one hand, from the pedals and the control stick in the cockpit, and on the other hand, from the speed sensors of the tail boom of the entire helicopter relative to the axis of rotation of the main rotor, rotation speed of the main rotor, and from the speed sensors of the propeller blades of the jet moment compensation device, from the position sensors of the angle of installation of the blades in the outer and inner disk of the compensation device.
Для выработки управляющих сигналов, пропорциональных положению педалей с требуемой скоростью углового перемещения киля хвостовой балки вертолета, блок автоматического управления обрабатывает сигналы от всех датчиков и рассчитывает требуемые углы установки лопастей.To generate control signals proportional to the position of the pedals with the required speed of the angular displacement of the tail boom keel of the helicopter, the automatic control unit processes the signals from all sensors and calculates the required blade angles.
Управляющие сигналы меняются для корректировки положения хвостовой балки вертолета. Тяга отдельных частей диска винта устройства различная для компенсации внешнего воздействия.The control signals are changed to correct the position of the helicopter's tail boom. The thrust of individual parts of the screw disk of the device is different to compensate for external influences.
При автоматическом управлении углы атаки могут складываться для увеличения импульса тяги и резко разделяться на противоположные в зависимости от скорости перемещения ручки управления, скорости перемещения хвостовой балки. Сформирована связь между скоростью перемещения ручки управления и величиной и направлением тяги винта устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.With automatic control, the angles of attack can be added to increase the thrust impulse and sharply divided into opposite ones depending on the speed of movement of the control stick, the speed of movement of the tail boom. A connection has been formed between the speed of movement of the control stick and the magnitude and direction of the propeller thrust of the device for compensating the reactive moment of the main rotor of the helicopter.
При увеличении числа лопастей возможно двухрядное их размещение по разные стороны редуктора привода рулевого винта вертолета с индивидуальными приводами и разными скоростями вращения и разными электронно-управляемыми механизмами изменения угла положения лопастей винта устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.With an increase in the number of blades, it is possible to place them in two rows on opposite sides of the helicopter tail rotor drive gearbox with individual drives and different rotation speeds and different electronically controlled mechanisms for changing the angle of position of the propeller blades of the helicopter main rotor torque compensation device.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена часть килевой балки вертолета и киль с устройством компенсации реактивного момента.The invention is illustrated by drawings, where in Fig. 1 shows a part of the helicopter's keel beam and a keel with a jet moment compensation device.
На фиг. 2 показан возможный вариант взаимного расположения лопастей винта устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.In FIG. 2 shows a possible variant of the mutual arrangement of the propeller blades of the device for compensating the reactive moment of the main rotor of the helicopter.
Согласно представленным чертежам (фиг. 1, фиг. 2) устройство компенсации реактивного момента несущего винта вертолета включает следующие элементы:According to the presented drawings (Fig. 1, Fig. 2) the device for compensating the reactive moment of the main rotor of the helicopter includes the following elements:
1 - хвостовая балка;1 - tail boom;
2 - киль;2 - keel;
3 - втулка;3 - bushing;
4 - вал;4 - shaft;
5 - лопасть;5 - blade;
6 - лопасть;6 - blade;
7 - ось вращения;7 - axis of rotation;
8 - внутреннее профилированное кольцо;8 - inner profiled ring;
9 - внешнее профилированное кольцо.9 - external profiled ring.
Устройство компенсации реактивного момента несущего винта вертолета (фиг. 1) расположено на конце хвостовой балки 1 в пределах киля 2. Устройство состоит из винта с лопастями 5 и 6, с втулкой 3, в которой располагается редуктор привода винта, который с помощью вала 4 соединен с коробкой приводов вертолета. Внутренний диск винта с лопастями 5 снабжен установленным на концы лопастей внутренним профилированным кольцом 8. Лопасти 5 с осями вращения 7 установлены с возможностью изменения угла установки лопастей. Внешний диск винта с лопастями 6, снабжен внешним профилированным кольцом 9. Во внутреннем диске винта оси вращения 7 лопастей 5 закреплены во втулке винта 3 и во внутреннем профилированном кольце 8, а во внешнем диске винта оси вращения 7 лопастей 6, проходят через внутреннее профилированное кольцо 8, через оси вращения 7 лопастей 5 и закреплены одним концом во втулке 3, а другим концом во внешнем профилированном кольце 9. Оси вращения 7 лопастей 5 и 6, закрепленные во втулке винта 3 устройства компенсации, имеют возможность вращения для изменение шага и управляются электронно-управляемым механизмом изменения угла установки лопастей (не показан). Для управления электронно-управляемыми механизмами изменения угла установки лопастей имеется блок автоматического управления (не показан), который имеет подключение к педалям, ручкам управления и ко всем датчикам на вертолете.The device for compensating the reactive moment of the main rotor of the helicopter (Fig. 1) is located at the end of the
На фиг. 2 показан винт с разным количеством лопастей 5 и 6. Внешняя поверхность второго внешнего профилированного кольца 9, вращается в профилированном канале туннеля киля 1. Комлевые части лопастей 5 с осями вращения 7, которые закреплены на втулке винта 3 устройства компенсации, имеют возможность вращения и управляются электронно-управляемым механизмом изменения угла установки лопастей (не показан). Хвостовые части лопастей 6, расположенные во внешнем диске винта между профилированным кольцом 8 и внешним профилированным кольцом 9, имеют оси вращения 7, соосные и проходящие через оси вращения 7 комлевых частей лопастей 5, или непосредственно до втулки 3, с возможностью вращения и управляются другим электронно-управляемым механизмом изменения угла установки лопастей (не показан).In FIG. 2 shows a screw with a different number of
Для управления электронно-управляемыми механизмами изменения шага лопастей 5 и 6 винта устройства присутствует блок автоматического управления (не показан), который воспринимает сигналы: с одной стороны от педалей и ручки управления в кабине пилота, а с другой стороны от датчиков скорости движения хвостовой балки 1, всего вертолета относительно оси вращения несущего винта, скорости вращения несущего винта, и от датчиков скорости вращения винта устройства компенсации реактивного момента, от датчиков положения угла установки лопастей 5 и 6 во внешнем и внутреннем диске устройства компенсации.To control the electronically controlled mechanisms for changing the pitch of the
Работа устройства компенсации реактивного момента несущего винта вертолета состоит в следующем. Часть мощности двигателя вертолета в виде крутящего момента через приводной вал 4 вращает втулку 3 с лопастями 5 и 6, которые засасывают воздух в тоннель между профилированными кольцами 8 и 9 и втулкой 3. На вращающихся лопастях 5 и 6 создается разрежение и в результате образуется тяга лопастей. Воздух разгоняется и выбрасывается из туннелей.The operation of the device for compensating the jet moment of the main rotor of the helicopter is as follows. Part of the power of the helicopter engine in the form of torque through the
Поскольку угол установки лопастей 5 и 6 может периодически меняться по времени, то и скорости воздуха и силы тяги будут переменны, в зависимости от величины реактивного момента несущего винта вертолета. Противоположная направленность и величина тяги лопастей 5 и 6 обеспечивают требуемую схему компенсации реактивного момента несущего винта вертолета. Инерционное движение хвостовой балки 1 компенсируется изменением величины тяги лопастей 5 или 6 устройства. Два вектора тяги, один из которых компенсирует реактивный момент несущего винта, как бы упираются друг в друга, и если появляется стороннее воздействие с той или с другой стороны, то автоматически увеличивается вектор тяги для компенсации этого воздействия.Since the angle of installation of the
Направленность вектора тяги может плавно изменяться от противоположного до однонаправленного, что позволяет трансформировать устройство в обычный рулевой винт по величине и направлению тяги. В этом случае все свойства рулевого винта реализуются в данном устройстве компенсации реактивного момента несущего винта вертолета для обеспечения путевой управляемости и устойчивости.The direction of the thrust vector can smoothly change from opposite to unidirectional, which allows you to transform the device into a conventional tail rotor in terms of the magnitude and direction of thrust. In this case, all the properties of the tail rotor are implemented in this device for compensating the reactive moment of the main rotor of the helicopter to ensure directional controllability and stability.
На режиме висения, устройство компенсации реактивного момента несущего винта вертолета создает максимальную силу тяги, необходимую для уравновешивания реактивного момента несущего винта. In the hover mode, the rotor torque compensation device of the helicopter generates the maximum thrust necessary to balance the torque of the main rotor.
Claims (6)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2788013C1 true RU2788013C1 (en) | 2023-01-16 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5096382A (en) * | 1989-05-17 | 1992-03-17 | Gratzer Louis B | Ring-shrouded propeller |
| DE102011117542A1 (en) * | 2011-11-03 | 2013-05-08 | Maximilian Streinz | Adjustable or rigid propeller of aircraft e.g. rigid wing airplane flying in transonic region, has propeller blades whose one end is connected with hub and other end is connected together by ring to which shortened blades are attached |
| RU2538497C1 (en) * | 2013-12-03 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter enclosed antitorque propeller |
| EP2799333B1 (en) * | 2013-05-03 | 2015-09-30 | Airbus Helicopters | Shrouded aircraft rotor, and rotorcraft |
| US20170029091A1 (en) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | Northrop Grumman Systems Corporation | Propeller having extending outer blade |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5096382A (en) * | 1989-05-17 | 1992-03-17 | Gratzer Louis B | Ring-shrouded propeller |
| DE102011117542A1 (en) * | 2011-11-03 | 2013-05-08 | Maximilian Streinz | Adjustable or rigid propeller of aircraft e.g. rigid wing airplane flying in transonic region, has propeller blades whose one end is connected with hub and other end is connected together by ring to which shortened blades are attached |
| EP2799333B1 (en) * | 2013-05-03 | 2015-09-30 | Airbus Helicopters | Shrouded aircraft rotor, and rotorcraft |
| RU2538497C1 (en) * | 2013-12-03 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter enclosed antitorque propeller |
| US20170029091A1 (en) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | Northrop Grumman Systems Corporation | Propeller having extending outer blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5131604A (en) | Helicopter antitorque device | |
| CN107458597B (en) | Reactive torque assembly and system for a helicopter and method of operating a helicopter | |
| CA2056289C (en) | Shroud-fin integration shelf for a helicopter empennage structure | |
| JP4417714B2 (en) | Optimal speed tilt rotor | |
| US3241791A (en) | Compound helicopter with shrouded tail propeller | |
| US9409643B2 (en) | Helicopter with cross-flow fan | |
| US8764397B1 (en) | Method and system for stall-tolerant rotor | |
| US8336808B2 (en) | Aircraft having helicopter rotor and front mounted propeller | |
| US20190144107A1 (en) | Segmented Duct for Tilting Proprotors | |
| JPS632799A (en) | Device for controlling azimuth and stability of rotary-wing aircraft | |
| US8944365B2 (en) | Mission-adaptive rotor blade | |
| CN109515704B (en) | Ducted plume rotorcraft based on cycloidal propeller technology | |
| JPH04328097A (en) | Tail structure of helicopter | |
| US2936972A (en) | Propeller sustained aircraft | |
| RU2788013C1 (en) | Apparatus for compensating the reactive torque of the main rotor of a helicopter | |
| CA3060758C (en) | Aircraft with rotating ducted fan | |
| US20070095973A1 (en) | Aircraft having a helicopter rotor and an inclined front mounted propeller | |
| RU2796703C2 (en) | Helicopter main rotor torque compensation device | |
| WO2023122109A1 (en) | Aircraft and method of flying said aircraft | |
| RU2284280C1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2351505C2 (en) | Multirotor helicopter (versions) | |
| US4422828A (en) | Method of and apparatus for increasing propulsive efficiency of aircraft propellers | |
| US9604722B1 (en) | Mission-adaptive rotor blade | |
| EP2969750B1 (en) | Automatic pitch change rotary wing rotor system and method of rotor control | |
| RU2414388C1 (en) | Method of flying with vtol and vtol rotorcraft |